轴流压气机引气后流场的数值模拟

选取了NASA Stage 35作为算例进行压气机引气数值模拟研究.通过对比验证了网格无关性和计算的准确性,应用两种数值实现方法分别进行圆孔和槽引气计算,两种数值方法的结果基本吻合.进行了两种引气方式（即圆孔和槽）的对比.结果表明:槽引气转子出口总压损失小,效果好于圆孔引气.应用NUMECA软件自带引气模块操作简单,容易实现.绘制引气管路网格增加了流道网格绘制的难度和计算边界条件设置的复杂度,但更加符合压气机实际的引气情况.引气后压气机效率 流量曲线整体上移,总压比 流量曲线下降,失速裕度有较大提升.      

球面收敛二元矢量喷管气动及红外特性研究:模拟地面状态

采用数值模拟方法对涡扇发动机排气系统球面收敛二元矢量喷管的气动和红外辐射特性进行了研究,研究仅针对地面状态和俯仰偏转.结果表明:俯仰偏转角在小于20°范围内,俯仰偏转对排气系统推力系数和总压恢复系数的影响微弱,气动推力矢量角与俯仰偏转角几乎相等;由于气体的容积性热辐射特征,喷管俯仰偏转角的变化引起高温喷流红外辐射的方向性变化明显,喷管俯仰偏转时的热喷流在3~5μm波段红外辐射呈现一定幅度的增加;排气系统在3~5μm波段的红外辐射峰值随俯仰偏转角的增加而趋于减小,其出现位置小于俯仰偏转角;在大的俯仰偏转角下,排气系统在垂直探测平面上方的红外辐射较无矢量偏转情形有所降低,但在探测面下方却有明显的增强,导致另一个峰值的出现.      

一种采用“捷联+平台”方案的新型航空重力仪

针对资源勘探等高精度应用对航空重力仪测量精度和分辨率的更高要求,在前期研究基础之上,研发了新一代采用"捷联+平台"方案的新型航空重力仪。设计了采用石英挠性加速度计和光纤陀螺的捷联式重力仪,采用了新型温度控制方案,提高了重力仪的环境适应能力。设计了稳定平台,将捷联式重力仪保持在垂直方向,隔离载机的角运动干扰,减小了重力传感器的动态误差。飞行试验表明,该方案是有效的,将航空重力仪的精度和分辨率提升到优于1mGal/3km。     

不同进口条件下向心流转静系盘腔流动特性研究

在典型中小型航空发动机空气系统中,用于高压涡轮冷却、封严的空气一般需要经过离心压气机叶轮背腔,因此掌握以离心压气机叶轮背腔为代表的向心入流转静系盘腔内流动特点及压力分布是保证空气系统各项功能实现的关键。采用数值模拟方法对带有向心入流的转静系盘腔流动开展研究,研究不同来流条件下不同间距比的转静系盘腔流动特点及盘腔内压力分布。结果表明:在间距比G=0.01~0.2内,不同进口条件下盘腔内的流动均为Batchelor流型,即转盘与静盘具有独立边界层,边界层之间为核心区;当径向罗斯比数远小于1时,在核心区内流动满足径向平衡方程,此时盘腔内旋转比分布决定了盘腔内压力分布;对于满足径向平衡方程的此类盘腔,盘腔内流动由进口旋转比β_0、紊流参数λ_T、间距比G决定;进一步的,得到了不同β_0,λ_T,G下盘腔出口旋转比及核心区内旋转比变化规律,分析发现小间距比工况下核心区内旋转比满足5/7幂指数关系;大间距比工况下旋转比满足修正5/7幂指数关系,通过得到的旋转比关联式可以计算出盘腔内的压力分布。     

基于李亚普诺夫稳定性理论的压气机失速主动控制方法

针对压气机主动稳定控制方法中模态控制需要大量传感器及高频执行装置的不足,以喷气装置作为失速控制的执行机构,基于李亚普诺夫稳定性理论,利用回溯法设计了采用周向同步喷气的压气机预失速和过失速阶段的失速控制算法。理论分析和仿真结果表明,采用该方法,在预失速阶段,经过约1.1s持续喷气后,扰动的各阶模态的幅值均趋于0,各阶模态的相位均趋于恒定;在过失速阶段,持续约0.1s的喷气控制后,扰动的各阶模态被完全抑制,其各阶幅值趋于0,各阶模态相位趋于恒定;实现了对预失速和过失速的有效控制。由于以平均流量作为反馈输入,该方法只需安装少量传感器,且喷气装置的作动频率不高于50Hz,远低于模态控制方法。此外,采用同步喷气,也降低了执行机构的复杂性。     

基于超静定配平的机动载荷控制风洞试验

介绍了俯仰机动载荷减缓(MLA)在某运输类飞机缩比风洞试验模型上的应用,旨在通过风洞试验研究一种基于超静定配平原理的机动载荷控制方法。首先,对模型飞机纵向超静定配平方法进行了研究并从理论上揭示通过其减缓机动载荷的基本原理;然后,依据超静定配平原理设计了MLA控制律,通过反馈模型飞机等效过载驱动副翼偏转减小机翼载荷,同时偏转升降舵来保持飞机的俯仰机动性能;最后,依次实施了超静定配平试验,气动伺服弹性稳定性试验以及机动载荷减缓试验,分别用以确定MLA控制律参数,检查控制系统稳定性以及获取俯仰机动时的系统响应。试验结果表明:在MLA控制律作用下,机翼根部弯矩增量比MLA控制律关闭时减小了10%以上,而模型飞机的俯仰机动性能基本保持不变;MLA控制律的加入使控制增稳系统稳定性略有下降;通过超静定配平试验确定MLA控制参数的方法有效提升了MLA控制律设计可靠性,使翼根弯矩减缓量接近目标值。研究工作为运输类飞机的机动载荷控制设计与试验提供了一种可行途径。     

航空发动机静承压件适航符合性验证方法

对《航空发动机适航规定》（CCAR33-R2）新增条款CCAR33.64（静承压件）进行解读与分析,结合试验设计法、数值模拟法开展针对航空发动机静承压件适航条款的符合性验证方法和验证流程的研究.提出针对CCAR33.64的符合性验证流程,并以某型航空发动机低压涡轮后机匣的模型为例进行验证.选取机匣的最大工作压力和1.1倍最大工作压力分别作为加载条件进行数值模拟,得出最大等效应力分别为453MPa和534MPa,最大机匣变形分别为0.366mm和0.432mm,不会出现永久变形或机匣破裂的情况,满足适航要求.验证了该流程的适航符合性,为制定航空发动机静承压件适航指南提供参考依据.     

基于LMI的高超声速飞行器滑模预测控制

针对高超声速飞行器非线性、多约束、快时变等特点,提出了一种基于线性矩阵不等式的滑模预测控制方法.首先设计系统的滑模面,然后对滑模面进行预测并将其作为优化性能指标,通过Schur补引理将控制律的设计转化为一个优化问题.该方法避免了常规滑模控制的高频切换,有效地克服了抖振现象.此外,相对于传统的滑模预测控制方法,该方法不需要额外计算终端约束条件和终端代价函数,只需要通过选取合适的李雅普诺夫函数即可保证系统的稳定性,且其加权矩阵和控制律是同时进行优化设计的,简化了设计过程.仿真试验表明,相比于单纯的预测控制和滑模控制,所提出的方法具有更好的跟踪性能.     

稳定环境下的高精度光纤捷联惯导精度探索研究

在分析法国MARINS光纤惯导方案及温度试验的基础上,论证提出了一种带温控高精度光纤陀螺捷联惯导设计方法,并在温箱稳定环境下进行了试验验证。试验表明,在温箱温控精度为0.1℃的条件下,惯导系统精度可以达到1nmile/10d;若实装,温控精度将优于0.02℃,光纤惯导精度还可进一步提高。     

凹腔对一体化支板火焰稳定器燃烧性能的影响

在来流温度为780~850℃、来流马赫数为0.16及油气比为0.002~0.006的条件下,试验研究了凹腔对喷油/稳定一体化支板火焰稳定器燃烧效率及熄火性能的影响,并结合数值模拟进行辅助分析。结果表明:在不同油气比条件下,带凹腔的一体化支板火焰稳定器均能实现稳定高效燃烧;不带凹腔的一体化支板火焰稳定器燃烧效率始终低于带凹腔的一体化支板火焰稳定器,随着油气比的增加,两者燃烧效率差距逐渐缩小;带凹腔的一体化支板火焰稳定器较不带凹腔的一体化支板火焰稳定器有更好的熄火性能;凹腔结构促进了燃油雾化与蒸发,从而提高一体化支板火焰稳定器的燃烧性能。