周向平均方法在某风扇/增压级分析中的应用

通过对三维（3D）Navier-Stokes方程进行周向平均,得到了通流模型的控制方程,对其采用时间推进有限体积方法进行数值求解。为实现风扇/增压级在设计初期的快速性能评估,考察了周向平均方法在风扇/增压级分析中的准确性。分别利用NUMECA三维数值模拟软件和周向平均通流模型（CAM）对某高通流风扇/增压级进行了性能分析,从对比结果来看,周向平均通流模型在近设计点给出了与三维数值模拟十分接近的特性参数,最大误差不超过2.0%。在风扇转子中,由于周向平均通流模型能捕获通道激波,其物理本质与三维平均结果有所区别,因此径向参数分布与三维有所差异。而在亚声速流动下的增压级及外涵道各叶片排出口参数的径向分布与三维数值模拟结果都能很好地吻合。     

Human factors quantification via boundary identification of flight performance margin

A systematic methodology including a computational pilot model and a pattern recognition method is presented to identify the boundary of the flight performance margin for quantifying the human factors. The pilot model is proposed to correlate a set of quantitative human factors which represent the attributes and characteristics of a group of pilots. Three information processing components which are influenced by human factors are modeled： information perception, decision making, and action execution. By treating the human factors as stochastic variables that follow appropriate probability density functions, the effects of human factors on flight performance can be investigated through Monte Carlo（MC） simulation. Kernel density estimation algorithm is selected to find and rank the influential human factors. Subsequently, human factors are quantified through identifying the boundary of the flight performance margin by the k-nearest neighbor（k-NN） classifier. Simulation-based analysis shows that flight performance can be dramatically improved with the quantitative human factors.     

混杂组元低频吸波阵列层板复合材料的吸波性能

采用电磁仿真运算的方法设计了方形和十字形混杂组元低频吸波阵列,采用模压工艺制备了基于混杂组元低频吸波阵列的吸波层板复合材料。研究了各单组元阵列本征吸波特性随单元结构变化的规律和混杂组元低频阵列本征吸收带的叠加效应。吸波性能测试结果表明,不同形状阵列单元的混杂可以有效拓宽阵列的本征吸收带宽,方形和十字形混杂组元阵列为双峰吸收阵列,吸收峰频率分别为3.1与4.5 GHz。混杂组元低频阵列的引入可以有效改善层板低频吸波性能,5 mm厚吸波阵列层板的反射率在2~6 GHz范围内-4.7 d B,6~16 GHz范围内-7 d B,阵列吸波层板的宽频吸波性能显著优于传统的阻抗渐变型吸波层板,阵列吸波层板力学性能与树脂基复合材料层板相当。     

基于微分进化算法的航空发动机模型修正

为了提高航空发动机性能仿真模型精度,采用微分进化算法对发动机部件特性进行修正.对微分进化算法进行改进,提出折线式交叉变量变化方式,提高了算法的寻优能力.提出变步长牛顿-拉夫逊迭代算法,基于平衡方程残差范数变化趋势,改变牛顿-拉夫逊算法迭代计算步长,提高了模型的收敛性和收敛速度.在设计点,对各部件特性、引气系数、总压恢复系数进行修正,使修正后的模型输出与试验数据相匹配.仿真结果表明:改进后的牛顿-拉夫逊迭代算法收敛性更强、计算速度更快,修正后的各输出参数的最大建模误差减小到1.3762％,满足建模误差需求.     

大扩张角涡轮过渡段性能试验和数值研究

为研究某型大扩张角涡轮过渡段气动性能,对过渡段内部流场进行了详细的试验测量,同时采用CFD数值模拟对过渡段内部流场进行仿真,并与试验结果进行对比分析.结果表明:过渡段机匣表面流动受强逆压梯度影响,容易发生流动分离;轮毂表面流场受支板前缘冲击绕流的影响,呈现周向不均匀性.来流气流角使得过渡段内部流场向支板一侧偏斜,随着气流角的增大,过渡段总压损失增大.CFD模拟结果与试验测量结果吻合较好,均能很好地捕捉流场的细节特征;过渡段进、出口总压恢复系数随着来流气流角的增大而减小,CFD模拟和试验测量值的偏差约为0.2％.     

民用发动机空中慢车性能设计方法

空中慢车是应用于飞机空中下降过程的最小推力状态.为实现飞机与发动机性能的优化匹配,空中慢车需要在设计阶段综合考虑飞机性能和用户系统、发动机自身运行特性3方面的要求,包括飞机正常下降率、引气、功率提取、发动机附件运行和本体运行限制等设计需求.通过空中慢车设计需求分析并结合发动机推力控制模式,给出了基于引气压力的慢车设计方法和设计流程,并根据型号应用经验讨论了设计中的常见问题和对应处理方法.     

仿生全翼式太阳能无人机分层协同设计及分析

结合"太阳神"无人机(UAV)和高山兀鹫提出了太阳能UAV的某仿生全翼式构型,针对该构型开展了气动分层协同设计及分析。在设计和分析过程中,自下而上将设计分为三个层次,基于纵向配平需要以低雷诺数反弯内翼翼型设计为第一设计层次,基于高升力需求以外翼设计为第二设计层次,以UAV全机性能设计为第三设计层次;与此同时,每个层次均采用基于代理模型的基本优化流程,三个层次的设计自上而下来相互协同,最终得到满足指标的设计结果。研究结果表明:分层协同设计提高了设计效率,获得了高效的仿生全翼式太阳能UAV构型;证明了设计方法的可行性和设计结果的有效性。     

中心分级燃烧室预燃级燃烧性能实验

研究了一种中心分级燃烧室.在某大推力航空发动机慢车工况下,采用单头部矩形燃烧室,进行了燃烧性能实验,考察了预燃级旋流杯套筒扩张角、台阶高度、预燃级气量分配对污染排放、燃烧效率和贫油熄火油气比的影响作用.实验结果表明:慢车工况下,预燃级旋流杯套筒扩张角从60°增大到100°后,NOx排放降低42%,CO和未燃碳氢燃料(UHC)排放均增加2.5倍左右,燃烧效率降低1.75%,贫油熄火油气比从0.0038增大到0.0067;台阶高度减小24%后,NOx排放降低37%,CO和UHC排放分别增加1.5倍和1.2倍,燃烧效率降低1.32%,贫油熄火油气比从0.0042增大到0.0061;预燃级气量分配减小20%后,NOx排放增加13.5%,CO和UHC排放分别降低55.6%和38.9%,燃烧效率增大1.46%,贫油熄火油气比从0.0061减小到0.0051.      

特种材料结构件精密车削研究

分别以残余应力、表面粗糙度、损伤层深度和抗拉性能为考核指标,采用正交实验法对特种材料结构件的精密车削工艺参数进行了综合优化,破解了以往生产过程中仅依靠经验选取加工参数的难题,为获得惯性级特种材料低应力精密加工技术、提高产品长期稳定性提供了一定的理论基础.     

三级轴向旋流器燃烧室的贫油熄火性能试验

对三级轴向旋流器燃烧室进行了不同进口速度、进口温度、三级轴向旋流器旋向组合和空气流量分配下的贫油熄火性能试验.研究结果表明:随着进口速度、进口温度的增加,三级轴向旋流器燃烧室的贫油熄火油气比减小,进口温度的升高对贫油熄火性能的影响显著;相同进口速度下旋向组合为逆时针-逆时针-顺时针方案的贫油熄火油气比比旋向组合为顺时针-逆时针-顺时针方案的贫油熄火油气比约高50%;内旋流器空气流量的减小可使得贫油熄火油气比有所减小,但减小的幅度不大.