最大瞬时畸变图谱的预估

为了分析最大瞬时畸变图谱对发动机工作稳定性的影响,本文提出了一种新的最大瞬时畸变图谱的预估方法。该方法中根据给定的最大瞬时畸变值,利用Fletcher-Reeves非线性优化方法来确定压力分布。与实验测得的最大瞬时畸变图谱的比较表明,本文提出的最大瞬时畸变图谱预估方法能准确地模拟高低压区的位置和大小,高压力梯度区的位置和形状;既使在最大瞬时畸变值误差较大时也能准确地预估最大瞬时畸变图谱。因此,本文提出的最大瞬时畸变图谱预估方法能满足工程精度要求。      

利用边条涡抑制Y形进气道流场畸变

已用于飞机外流流场控制的边条涡技术被首次引入内流场的控制,抑制进气道出口流场畸变,改善进发匹配。针对某型飞机的 Y形进气道,有 3对边条涡片被加装在进气道内,与通常的涡流发生器不同的是,这些涡片被设计来控制整个进气道流场而不是仅仅改善局部的附面层。大量的实验结果证实,这种流场控制措施的改善效果显著,某型飞机的 Y形进气道在亚、跨和超声速等各种飞行速度,及不同攻角、侧滑角和开关放气门等飞行条件下,其出口流场畸变均减小,尤其是原流场畸变较大的情况下改善更加明显。     

多区域多重网格法在直升机粒子分离器中的应用

首次将多区域多重网格法用在一般曲线坐标系下交错网格布局的 SIMPLEC算法中,在直升机粒子分离器这类独特结构中的成功应用,突破多重网格方法在多连通域中运用的局限性,使复杂问题变得简单。结果表明,它不仅能加快流场求解的收敛速度,而且还能提高计算精度。     

轻型高精度卫星的变结构姿态控制器

针对某些小卫星高指向精度和高稳定精度的姿态控制要求,设计了能克服反作用轮转速过零扰动的变结构姿态控制器,并对反作用轮转速过零时低速摩擦对卫星姿态产生扰动的机理进行了分析,建立了仿真用反作用轮低速摩擦动力学模型。同 PID控制器相比,该变结构姿态控制器能有效抑制反作用轮的低速摩擦影响,并具有良好的鲁棒性。数学仿真进一步证明了该变结构姿态控制器的有效性,其指向精度和稳定精度分别可达 0.3°和 0.0 0 1°/     

SFD方法模拟高超声速进气道中激波与边界层干扰

采用ＳＦＤ方法,在ＥＸＣＥＬ软件上利用ＮＮＤ格式数值模拟了激波与平板边界层之间的相互作用以及激波与管道壁面边界层的相互作用,即高超声速进气道隔离段内激波串流动现象。该方法的特点是简单、直观而且不用常规编程,计算结果基本反映了流场的基本结构,表明ＳＦＤ方法是一种具有潜力的计算方法。     

双模态冲压发动机高超进气道的实验研究

设计了侧压角为6°,后掠角45°,斜楔板压缩角分别为4°和8°的两套带隔离段的高超三维侧压式进气道,通过风洞实验研究了来流马赫数、出口反压、斜楔板压缩角以及隔离段等对进气道性能的影响.实验结果表明,在高来流马赫数及较小的斜楔板压缩角时,进气道的流量系数、总压恢复系数较高.总增压比在不同斜楔板压缩角时基本保持不变.     

低速来流大攻角侧滑角状态下尖脊进气道气动特性试验研究

在低速来流状态下试验研究了大攻角(α=0°～45°)和侧滑角(β=-15°～15°)对Caret进气道气动性能的影响。给出了在各攻角下进气道性能参数随侧滑角变化的特点及典型状态下进气道出口总压恢复系数分布图谱,分析了出口总压分布图谱与进气口流动之间的关系。试验表明:在低速来流状态(Ma≈0.1)下,随着攻角的增加(α从0°增加到45°),进气道总压恢复系数下降较小,总压畸变指数几乎不变,这有利于飞机的大攻角机动飞行。      

扩压器-水泵内非稳定流动研究

水泵内部流动实质上是复杂的三维非稳定流动 ,它对水泵性能及结构振动有重要影响。本文介绍了一种求解这种复杂内流动的数值方法。三维雷诺数平均的纳维斯托克斯方程 ( 3-DReynolds-averaged Navier-Stokes,RANS)以及标准 k-ε的方程用于描述水泵内非定常紊流流场。系统特性方程与水泵的 CFD模型相结合以考虑流体在管道中的加速 ;采用任意滑移网格界面模拟叶轮和静止部件之间的相互干涉 ;将整个叶轮作为分析对象 ,以考虑失速情况下流动的周向非对称。这些技术的结合包括了水泵内非稳定流动的物理实质。一台实验数据比较齐全的离心式 -扩压器水泵被用于验证所提出的数值方法     

下颔式进气道实验研究

为了验证下颔式进气道 /前机身一体化设计方案的合理性及其进气道性能 ,对下颔式进气道 /前机身一体化设计方案进行了实验研究。测出了进气道总压恢复系数、畸变指数随流量系数、攻角、侧滑角的变化规律。结果表明 ,进气道性能较好 ,进气道 /发动机匹配良好。最后提出了下颔式进气道的进一步改进措施     

基于遗传算法的涡扇发动机多变量加速寻优控制

研究了变几何涡扇发动机不等式约束下的遗传算法最优加速控制规律，在全飞行包线内进行了仿真计算。通过分析多变量变几何涡扇发动机加速过程的特点和性能要求，用离散化加速模型结合遗传算法，使得加速过程最优。仿真计算表明该控制律可以保证变几何涡扇发动机在全飞行包线内稳定工作，且加速时间最短。