航空二冲程活塞发动机与定距螺旋桨的匹配研究

以长航时无人机的工作特点为基础,结合二冲程发动机的功率输出特性和定距螺旋桨的功率吸收特性,以及发动机的外特性曲线和螺旋桨的推进特性曲线,得出了在地面飞行状态下二冲程活塞发动机匹配定距螺旋桨所采用的方法,并通过为某型二冲程发动机匹配最优定距螺旋桨的试验,证明了该方法可以应用于在地面及低空状态下,为已知发动机匹配合适的定距螺旋桨.      

基于直升机/发动机非线性综合仿真模型的增广LQR控制器设计

构建了UH-60A直升机六自由度非定常、非线性气动力模型以及完整的直升机/涡轴发动机非线性综合仿真模型.使用增广LQR方法设计了直升机飞行控制器,包线内大量仿真结果及与H_∞控制器效果的对比表明该控制器解耦性能、指令跟踪性能优越,鲁棒性强.此外,该控制器设计过程简单和调参方便.借助上述综合仿真模型研究了发动机闭环系统与直升机的功率匹配关系,数字仿真表明:发动机能够满足直升机机常规飞行任务下的功率需求,功率涡轮转速下垂量满足直升机飞行操纵品质规范(ADS-33E)的要求.      

跨、超声速吸附式压气机平面叶栅试验

对跨、超声速吸附式压气机平面叶栅进行了试验研究,试验针对若干抽气位置、抽气量和流动条件不同的叶栅工作状态进行,结果表明:一般在通道激波后、附面层分离前抽气对控制叶片附面层在逆压力梯度区的发展、抑制分离、降低叶栅损失、升叶栅气动性能有较明显的效果;在跨声速叶栅中,抽气量大于某个时抽气才能起到减小损失、改善性能的作用.      

冲压发动机气膜冷却分析模型

本文建立了冲压发动机燃烧室气膜冷却传热分析程序。根据燃烧室设计的技术要求,从冷却性能角度完成气膜冷却系统的气动性能和传热特性分析,提供冷却结构优化所需的信息。     

进气系统对无阀脉冲爆震发动机性能影响试验研究

模拟亚声速自由来流,以汽油和空气为推进剂,对吸气式PDE模型机进行了地面多循环爆震试验,研究了6种进气系统下PDE模型机的多循环爆震性能和推进性能。试验结果显示,不论采用何种进气系统,均能以低于50mJ的点火能量实现模型机的多循环单级起爆,且PDE平均推力均随着工作频率的增加而增加;来流喷口和进气道进口面积较小时增加速率较快。随着环缝堵塞比的增加,PDE的平均推力有所降低。     

基于并行多目标遗传算法大涵道分开式排气系统气动优化设计

通过引入快速非支配排序算法、拥挤距离以及拥挤距离比较算子等对基本遗传算法进行改进,并结合massage passing interface(MPI)并行编程技术,发展了主从式并行多目标遗传算法(PMGA).将PMGA与排气系统型面参数化设计方法、Navier-Stokes方程求解器相结合建立了分开式排气系统气动优化设计平台.应用该平台对某型分开式排气系统进行了多目标优化设计,得到了一组在三个目标上都优于初始设计的Pareto最优设计.将典型的Pareto最优设计和初始设计进行分析、比较,证明了该气动优化设计平台的高效性和可靠性.      

支线客机和涡扇发动机的总体参数统计分析

为设计某大型支线客机总体方案,在自行设计支线客机总体参数数据库的基础上,应用统计方法对支线客机总体参数和涡扇发动机总体参数进行分析,获得了一些有用的统计关系式,包括使用空重和最大起飞重量、后掠角与展弦比、进近速度与着陆场长等飞机总体参数之间的统计关系式和起飞推力与发动机风扇直径、起飞推力与发动机净重、起飞推力与短舱长度等涡扇发动机参数之间的统计关系式。这些统计结果为大型客机方案设计提供了一定的参考。     

基于电液伺服控制燃油泵的航空发动机控制与仿真

为探索轻质化燃油系统结构,基于电调燃油变量泵的航空发动机转速控制系统,构建了柱塞泵斜盘位置电液伺服控制系统,油泵出口燃油直接输入电液伺服阀;建立了电液伺服阀线性化模型。通过数字仿真,研究了电液伺服阀工作特性,并得到了其适应性模型;在航空发动机特性半物理试验系统上,对斜盘位置电液伺服控制系统实物进行了验证试验,并与航空发动机模型一起构成了发动机转速闭环控制系统。结果表明：变输入压力的燃油电液伺服位置控制系统有效可行,变量泵工作稳定可靠,电液伺服阀模型能够准确反映实际工作状况;基于变参数PI控制算法的转速闭环控制初步取得成效。     

发动机无失效数据可靠性评估研究

在定时截尾寿命试验特别是高可靠性、小子样试验中的无失效数据,引入了逆Weibull寿命分布函数,提出采用不完全Beta分布作为故障概率的先验分布,给出分布参数的最小二乘估计以及故障概率的Bayes估计和多层Bayes估计,从而得到可靠度的估计。最后针对实际问题进行了计算,结果表明Bayes估计稳定合理且容易计算,假定发动机寿命服从逆Weibull分布时的计算结果具有较高精度和较小的偏差。     

航空发动机离心通风器计算

离心通风器性能对减少航空发动机滑油的消耗有着重要的意义。应用欧拉-拉格朗日方法对某型航空发动机离心通风器内部两相流场进行数值模拟。分析油气比、转速和空气流量对离心通风器最小分离直径、分离效率、总压降的影响。结果表明:油气比对离心通风器的影响很小;空气流量的增加会引起总压降的快速升高;随着转速的增大,最小分离直径的变化能达到1～3 mm;转速和空气流量的变化对分离效率的影响均比较明显,转速的增高使分离效率随之增大,而空气流量的增高则会使分离效率先增大后减小。