基于DPM与VOF方法轴承腔内滑油瞬态特性对比

为了研究航空发动机轴承腔内油气两相流流动特性,分别采用DPM方法和VOF方法建立了完整的数学模型,并对轴承腔内的两相流动进行了非稳态的数值模拟,获得了不同转速情况下内壁面油膜厚度和滑油体积分数的动态变化过程。通过与实验数据的对比及两种方法计算结果的对比,验证了模型的合理性。进一步计算了增大滑油流量情况下腔内滑油分布。研究结果表明：油膜在轴承腔壁面经历从形成到基本稳定的过程,历时约0.8 s;油膜的生成位置及发展速度受转速影响较大,空气对油膜的剪切作用对油膜分布的均匀性有积极作用。     

活塞式航空直喷发动机的燃烧特性

在ROTAX914化油器式活塞航空发动机的结构基础上,自主开发并研制了一台航空低压空气辅助直喷单缸试验机,开展了不同直喷控制参数包括:喷射时刻、喷射脉宽、喷射压力以及点火提前角对直喷发动机燃烧特性影响规律的研究.研究结果表明:存在一个最佳喷射开始时刻使得发动机燃烧效率最高,循环变动最低,最佳喷射开始时刻随发动机转速和负荷的增大而相应提前;降低直喷喷射脉宽和喷射压力均会引起发动机最大爆发压力和压力升高率的降低,快速燃烧期延长,燃烧循环变动增加;随着点火提前角提前,最大爆发压力和最大压力升高率增加,燃烧相位提前,循环变动降低.      

高超声速超燃冲压发动机实时模型仿真研究

给出了一种高超声速超燃冲压发动机实时模型建立方法.发动机采用基于特性的部件级建模思想,考虑了燃烧室的容积效应,其中,在计算进气道参数时给出一种计算激波角的方法,该方法能够一次得到激波角,不需数值解法,在保证精度的同时简化了计算过程.该发动机动态模型通过数值积分来完成,避免了循环迭代,提高了模型计算速度与实时性.以某超燃冲压发动机建模为例, 通过闭环仿真实验得到在动态过程中响应时间在1s左右,超调量为0.5%.仿真结果表明:该建模方法满足提高实时性的要求,有助于对此类发动机动态过程进行控制研究.      

航空发动机整机静子建模与刚度验证

基于建立航空发动机整机状态的结构动力学分析有限元模型要求,对应用于静子机匣的不同有限元网格模型进行了对比分析,并将其组装成整机模型,进行了各支点的静柔度计算和对比试验。结果表明:对静子建模可分为主承力和其他机匣部件分别进行。承力机匣采用实体单元模型,有效模拟其刚度特性;传力机匣采用壳单元模型,在保证计算精度的前提下减小计算规模。通过对整机静子模型状态下轴承座静柔度计算与试验结果的对比,验证了整机静子模型刚度分布的有效性,经过质量修正后可以为整机状态结构动力学分析提供模型。     

污垢沉积影响叶片表面换热的研究

选用了两个实际透平叶片MARKⅡ静叶和某高压透平静叶,前者为光滑叶片,后者为表面覆盖有圆台的粗糙表面叶片.利用CFD数值模拟技术对叶栅流道特性和叶片表面换热分布进行数值模拟计算,数值计算结果与实验结果对比验证了数值方法的可靠性.研究表明,准确预测转捩位置和选取合适的y+值是计算叶片表面换热特性的关键,剪切应力输运(SST)转捩模型预测的结果最令人满意.在粗糙叶片表面数值计算中,对表面粗糙度模型进行验证,然后详细分析了污垢沉积对叶片表面换热的影响.结果表明:随着叶片表面粗糙度的增大,叶片近壁面湍流增强,叶片的表面传热系数增大.      

一种大转矩外转子永磁轮毂电机驱动特性分析

提出一种大转矩外转子永磁轮毂电机,可用于纯电动机场摆渡车、机场大巴车、公交大巴车等。合理设计电机外转子的永磁磁极倾斜角,使电机相反电动势为只含有3次谐波的梯形波,线反电动势为正弦波,同时不降低电机的输出转矩。分析比较了采用不同矫顽力的磁钢对相反电动势的影响,兼顾转矩输出能力和电机调速范围后,选择了拥有合理矫顽力的永久磁钢。同时,搭建了基于SimplorerMaxwell软件的场路联合仿真平台,比较、分析了基于正弦波磁场定向控制策略和基于方波控制策略的电机驱动特性。虽然两种方法都能实现转矩控制,但磁场定向控制策略的转矩波动更小。     

碰摩双转子系统弯扭耦合振动分析与实验

针对航空发动机双转子系统,利用拉格朗日方程建立了含碰摩力的弯扭耦合动力学方程,采用龙格-库塔法进行数值计算,结合瀑布图、频谱图、分岔图、庞加莱截面图、幅频曲线分析了弯曲振动和扭转振动的频谱特征和分岔特性;利用增量式编码器对转子实验台进行了扭转振动测量,验证了数值计算得到的频率特征。研究结果表明:弯扭振动具有相似的特征频率,包括倍频、分数倍频、工作频率与倍频/分数倍频的组合频率,但扭转振动的特征频率更加明显;两者还具有相似的分岔过程和相同的分岔点,在每个分岔点处都存在幅值跳跃现象。      

考虑轴颈涡动的滑动轴承动力特性数值研究

基于非定常动网格技术建立了考虑轴颈涡动频率与涡动轨迹的滑动轴承动力特性求解模型。在验证求解模型准确性的基础上,研究了轴颈正弦直线涡动轨迹、圆涡动轨迹、椭圆涡动轨迹下,涡动频率和偏心率对滑动轴承动力特性的影响。研究结果表明:轴颈的周期性涡动导致轴承油膜最小间隙和油膜压力周期性变化,油膜最小间隙越小,油膜压力越大;随着轴颈正弦轨迹涡动,由此形成的油膜力也呈正弦规律变化,且变化频率与轴颈涡动频率相同,但油膜力的相位滞后于轴颈涡动位移的相位;轴颈涡动频率及涡动轨迹对滑动轴承动力特性影响较大,需要考虑轴颈涡动对滑动轴承动力特性的影响。随着偏心率的增加,动力特性系数绝对值均随之增大。      

带有执行器约束条件的模糊自适应反步控制

针对高超声速飞行器在飞行控制过程中存在外界干扰以及考虑执行器的动态特性等问题,结合飞行器纵向模型的特点,考虑舵的动态特性,分别设计了基于动态逆的速度控制器和基于指令滤波器采用Backstepping控制方法的高度控制器。模糊自适应系统用来在线辨识飞行器模型由于气动参数的变化而引起的不确定性。运用Lyapunov理论分析闭环系统的稳定性,证明了包含跟踪误差在内的所有信号满足半全局一致稳定。最后通过仿真对控制器的控制效果进行验证,得到了较为满意的控制效果。     

附加涵道风扇系统叶尖涡轮流动特征

针对一种可极大提升涵道比的气驱附加涵道风扇推进动力系统开展研究,采用数值模拟手段重点分析了其核心部件叶尖涡轮的流动特征和工作机理,为后续发展这种大涵道比推进动力奠定理论基础。研究表明:叶尖涡轮实质上是具有低稠度低展弦比特征的轴流涡轮,稠度可低至0.6,展弦比可低至0.4。低展弦比造成的叶尖涡轮间隙泄漏损失增大为原来的2倍,泄漏涡径向侵入叶根,主流流动损失加剧,大大降低了低稠度涡轮能量提取效果;稠度降低会使得喉道位置迁移,导致气流偏转和膨胀加速能力大幅下降;基于这一结构,提出有效提能区和能量提取率来阐明其做功机理并表征低稠度叶尖涡轮的出功能力。