含滚动轴承的同向和反向旋转双转子系统动力学响应

以双转子航空发动机为研究对象,建立了航空发动机双转子-滚动轴承-机匣耦合动力学模型.模型中考虑了低压转子与高压转子的中介轴承耦合作用,滚动轴承模型中考虑了滚动轴承间隙、非线性赫兹接触力以及变柔性VC(varying compliance)振动等因素.利用仿真模型,进行了同向和反向旋转双转子系统的拍振响应分析,结果表明当高低压转子的转速差较小时,双转子系统的拍振响应明显.同时研究了同转和反转双转子系统轴心轨迹响应的差异,研究表明反向旋转双转子系统的轴心轨迹会形成“花瓣”状.最后,利用双转子试验器验证了仿真结果的正确性,进一步验证本文所建模型的正确性.      

跨声风扇周向畸变流动的谐波平衡法计算

研究了采用"相位延迟"边界条件的谐波平衡法用于周向进气畸变计算的可行性及其计算效率,考虑了进气总压畸变形式为正弦波和方波的两种情况。对于正弦波形式的进气总压畸变采用较少阶数的谐波计算就可得到和双时间推进法相近的计算结果,计算速度最大可以提高48倍。对于方波形式的进气畸变,则需要采用更多阶数的谐波计算才能还原得到较准确的非定常流场,计算速度提高了7倍。算例表明,谐波平衡法可以有效的应用于跨声风扇周向进气畸变的非定常计算中,同时大幅提高计算速度。     

基于混合RANS/LES方法与FW-H方程的气动声学计算研究

在气动噪声的数值计算过程中,非定常流动的求解精度对声学计算结果有着重要的影响.以机体噪声计算的标准算例双圆柱绕流气动噪声问题为研究对象,采用基于非线性k-ε湍流模型的限制数值尺度(LNS)方法对双圆柱绕流进行了数值模拟,将计算得到的气动特性和流动特征与相应的试验结果进行了对比分析.为了求解远场观测点处的气动噪声,在精确求解双圆柱绕流流动的基础上结合基于FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)方程的声类比方法进行数值计算,并通过圆柱体的展向相关性对计算结果进行了修正,将得到的最终结果与相应的声学试验结果进行了对比,两者吻合良好,表明该数值方法是准确、可靠的.     

基于RBF和PSO的双喉道气动矢量喷管优化设计

本文探索了一种能多变量综合优化的方法,即对喷管进行参数化设计后,用均匀试验设计(UED)将试验样本均匀散布在设计区间内,求出各性能参数后,利用径向基神经网络(RBF)对试验样本进行拟合,再用粒子群算法(PSO)对训练好的神经网络进行寻优,找出了更好的双喉道气动矢量喷管设计参数组合.数值模拟结果显示,优化后的双喉道气动矢量喷管的矢量角有了明显提高.试验表明这种优化方法具有很好的优化能力,可以用来对喷管几何外形进行参数优化.     

双燃烧室冲压发动机直连式实验与数值仿真

通过直连式实验和数值仿真,对双燃烧室冲压发动机的流场结构和性能进行了研究.数值仿真采用了半全局多步化学反应机理,计算的压力分布和实验结果基本一致,计算结果表明:中心高温富油燃气与边区空气在混合层内快速反应,热力喉道出现在约0.9m处,出口处的燃烧效率达到了较高水平.提出了结合直连式实验和数值计算的性能估算方法,结果表明:双燃烧室发动机在马赫数为4,高度为17km状态时具有较高的性能,当燃油当量比为0.9时,发动机内推力为8.3kN,内推力比冲为12.29kN·s/kg,更高的燃油当量比将导致超燃进气道不起动.      

增强型双喉道射流推力矢量喷管的流动特性试验

对一种增强型双喉道射流推力矢量喷管开展了内部流动特性的试验研究,获得了其在不同次流压比状态下的内流结构和沿程静压分布.试验结果显示:在基准双喉道矢量喷管尾部附加扩张段后,能够以2.8%的次流消耗率获得超过20°的平均气流偏角,这表明通过附加扩张段来增加喷管矢量角的设计概念是可行的.在凹腔内,增强型双喉道射流推力矢量喷管的静压分布规律与基准双喉道矢量喷管一致,但在附加的扩张段内,下壁面的压强要明显高于上壁面,这正是其推力矢量角得到显著增大的原因.随着次流压比的增加,喷管获得的推力矢量角单调增加,但是喷管附加扩张段的矢量增强效果基本维持不变.      

同转/对转双转子系统的动力学特性

建立了双转子动力学模型,引入中介轴承刚度和高、低压转子陀螺力矩的影响,利用数值分析和实验验证,揭示了同转/对转双转子系统临界转速特性和不平衡响应存在的差异,以及转速比对同转/对转双转子临界转速特性和不平衡响应的影响.结果表明:陀螺力矩是影响带有中介支承的双转子系统转子刚度的主要原因,其刚度变化与内、外转子的转速比大小和相对旋转方向有关,进而导致同转/对转双转子系统临界转速特性和不平衡响应发生改变;相比同结构的同转双转子,在相同的不平衡量作用下,对转双转子的不平衡响应更为显著.对转双转子进行动平衡时,应更加严格的控制内、外转子的不平衡量.      

基于双机身和斜拉杆的大展弦比无人机机翼弯矩减小措施

为了减小临近空间大展弦比无人机机翼的弯矩和挠度,采用双机身和斜拉杆两种方案,对弯矩和挠度沿展向的分布进行计算与分析;同时还对斜拉杆方案下机翼受压力时的失稳特性进行研究.结果表明：两种方案均可较大程度地减小机翼弯矩和挠度;双机身方案可使最大弯矩减小为原来的24％,斜拉杆方案可使最大弯矩减小为原来的20％;且采用斜拉杆方案,在给定参数下机翼不会发生失稳现象.     

低成本小型光纤陀螺惯性测量单元设计与实现

针对军用及民用惯性技术对光纤陀螺及其惯性组合低成本、轻小型化的需求,以三轴一体光纤陀螺和石英挠性加速度计为惯性敏感元件,设计并实现了光纤陀螺捷联式惯性测量单元。系统采用DSP+FPGA双微处理器结构实现数据高效采集、处理及输出。重点设计了三轴一体光纤陀螺组件、加速度计小型化数据采集电路、双微处理器设计等硬件结构及软件算法。样机测试结果表明：系统在动静态测量精度、体积、重量、实时性等方面达到了预期的设计目标。     

基于DSC 法的RTM 工艺用6421 双马树脂固化反应分析

采用DSC方法分析了RTM工艺用6421双马树脂的固化反应,确定了固化度与温度和固化反应速率与时间之间的关系,基于Melak方法分析了固化反应过程,通过数据拟合法得到了n级固化模型、自催化模型及Kamal模型方程中的各个参数值。根据相关系数R2确定了适合的动力学模型。结果表明,6421双马树脂的固化度—温度曲线呈现"S"型,固化反应速率随升温速率的增大而增大;树脂固化反应的表观活化能Ea为105.611 kJ/mol,其固化动力学模型符合Kamal固化模型,模型方程对实验数据拟合结果良好。