离心喷嘴喷口结构参数对雾化性能的影响分析

为了提高航空发动机离心喷嘴的雾化性能,优化喷嘴喷口结构参数,基于两相界面追踪流体体积（volume of fluid,简称VOF）方法对离心喷嘴进行了仿真分析,并通过实验验证了VOF方法的可靠性。采用正交试验方法完成以喷嘴出口直径、出口直管段长度、扩张角、扩张段长度为优化参数,以雾化锥角、液膜厚度和流量系数作为雾化性能指标的试验设计。通过极差方差分析讨论各个参数对雾化性能指标影响的显著性并利用回归分析得到规律曲线,获得最佳参数组合。结果表明：4个结构参数中扩张角是对喷嘴雾化性能影响最大的因素;扩张角和喷口直径的增大可以明显地增大雾化锥角,减小液膜厚度和流量系数;扩张段长度的增加会使雾化锥角减小但会使液膜厚度和流量系数也减小;直管段长度的变化对各指标的影响不大;当扩张角θ为60°、出口直径D为0.6mm、出口直管段长度L1为0.3mm、扩张段长度L2为0.4mm时,雾化性能最佳。     

某型综合调节器α1角度不调节故障分析

α1角度不调节是某型发动机的常见故障。本文对发动机α1角度调节的控制原理进行了研究,分析了由综合调节器故障造成的α1角度不调节故障的原因,重点分析了综合调节器给出的角位移传感器激励信号对故障的影响,提出了故障检查和排除的方案。     

基于角加速度估计的非线性增量动态逆控制及试飞

针对非线性增量动态逆（INDI）控制方法运用到飞行试验时需要进行状态量导数（角加速度）的实时估计并且存在延迟等问题进行了研究,并给出了工程应用上的实际解决方案。对试飞无人机（UAV）平台进行了动力学建模,利用非线性增量动态逆控制方法和控制器分层设计方法设计了无人机姿态控制系统。采用卡尔曼滤波器设计了角加速度估计器为控制律提供角加速度实时反馈。通过基于模型的控制系统设计方法将控制律实现,并进行实际试飞试验。结果表明：该控制方法工程上可实现,具备良好的鲁棒性和指令跟踪能力。     

战斗机大迎角/过失速机动下的进气道气动特性

为掌握战斗机在大迎角和过失速机动飞行时进气道的稳、动态气动特性,采用基于动态嵌套网格的非定常雷诺平均Navier-Stokes （URANS）方程和大迎角风洞试验方法对某战斗机进行了研究,并通过大迎角和过失速机动飞行试验进行了验证。结果表明：大迎角稳态下进气道气动性能随迎角增大逐渐降低,天地相关性吻合良好,而计算仿真和飞行试验均捕捉了眼镜蛇机动下进气道的非定常迟滞效应。通过研究获得了战斗机在大迎角和过失速机动下的进气道气动特性,建立了过失速机动下进气道非定常非线性特性问题的研究方法。     

民机极限飞行状态的动态气动力试验与建模

飞行失控是造成民机灾难性航空事故的重要因素,飞行失控中飞机难以避免超出正常飞行包线范围,进入具有复杂非线性和非定常动态气动特性的极限飞行状态。本文开展典型民机布局飞机极限飞行状态的动导数、大振幅试验,对大迎角动态气动力的参数影响规律以及非线性、非定常特性进行分析和建模。结果表明,在飞机失速到过失速区域,飞行姿态快速变化过程中动态气动力的非线性和非定常特征显著;在动导数试验和建模中,考虑运动角速率的影响,可以预示气动力非线性的迎角范围,并捕捉到关于飞机动稳定性演化的关键特征;利用Goman-Khrabrov状态空间模型结合大振幅试验,可以确定模型中表征非定常特征的关键时间常数,获得特定极限飞行状态运动中的非定常动态气动力特性。研究方法和结果为开展民机极限飞行状态的动态气动力风洞试验设计与建模提供了一个可行途径,能改进飞机飞行失控预防、极限状态改出、飞行模拟训练和飞行事故分析等。     

倾斜射流撞壁形成的液膜外形的理论建模

倾斜射流撞击壁面在燃烧室液膜冷却、溅板式喷注器雾化等领域均有广泛应用.为了研究倾斜射流撞壁形成的液膜的基本形态、液膜边界大小,开展理论建模研究.通过建立在液膜边界的守恒方程及液膜在壁面上的厚度及速度分布关联式,形成一套能够求解倾斜射流撞击壁面后液膜形态及边界的理论方法.模型计算结果与文献中的实验结果对比表明,建立的模型...     

变循环发动机前涵道引射器简化模型实验与仿真研究

以典型前涵道引射器基本构型与气动参数为基础,开展了前涵道引射器简化模型实验研究。通过实验与仿真相结合的方法,研究了变循环发动机在单、双涵道模式下前涵道引射器的气动性能以及不同核心机驱动风扇级（Core Driven Fan Stage,CDFS）旁路出口角度对前涵道引射器气动性能的影响,得到了流量比、压比对前涵道引射器气动性能的影响规律。结果表明,在单涵道模式下,仿真得到的沿程截面的总压分布与实验结果非常吻合,CDFS旁路出口角度对前涵道引射器气动性能的影响可以忽略,而出口总压恢复系数随CDFS旁路喉道马赫数增加而降低。在双涵道模式下,SST k-ω模型能够较好地模拟气流的掺混过程,但在出口总压分布上,实验结果更加均匀;CDFS旁路出口角度对两股气流的掺混影响较小;压比一定时,出口总压恢复系数随出口背压的增加先增加后降低;压比为1.35时,流量比变化1.1,总压恢复系数的变化量约为2.6%,压比为1.19时,流量比变化1.2,总压恢复系数的变化量约为0.46%。     

出口侧向扩张孔流量系数试验

采用试验研究的方法,探讨了不同结构参数出口侧向扩张孔的流量系数在不同工况下的变化规律。通过试验研究发现:出口侧向扩张孔圆柱段孔径为0.6 mm时的流量系数比孔径为0.8 mm时大3%;当孔倾角由30°减小至25°时,流量系数随之增大,当倾角继续减小至20°时,流量系数不变;当扩张角由20°增大至40°时,流量系数先增大后减小,且在扩张角为25°时最大;流量系数与次流通道雷诺数成正比,雷诺数越大,流量系数达到极限值所需的压降系数越小,且当压降系数大于0.9后,不同次流雷诺数下的流量系数差别在2%左右。      

基于序贯回归的小样本测试性验证试验方案

针对现有测试性验证试验方案难以实现较小样本量下满足置信水平要求的测试性评估问题,提出了基于序贯回归的小样本测试性验证试验方案。提出并证明了成败型试验序贯样本回归可行性假设;对序贯样本进行回归分析,实现了小样本下的测试性评估;建立了评估优化方案,实现了满足置信水平要求的测试性评估。实例验证表明:该方法可同时适用于有双方风险要求和置信水平要求的场合,且完所需样本量明显减少,在案例中平均减少了22.3%,最大减少了85%。      

基于多项式函数求解的落角约束制导律

在攻击坦克、舰艇等特定目标时,需要对导弹的终端落角进行约束,进一步提高战斗部的毁伤效能。针对这一问题,设计了基于多项式函数推导的落角约束制导律。首先在纵向对称平面内建立弹目相对运动学的小扰动线性化模型,利用落角和脱靶量的始端和终端约束条件,推导得到了满足落角约束的制导律的解析表达式。对该制导律进行仿真,仿真结果表明该制导律可以使导弹按照期望落角命中目标。