自适应变循环发动机性能优势评价方法

为了综合评价自适应变循环发动机相比常规涡扇发动机的性能优势,提出了从发动机耗油率降低和质量增加2个维度以及从发动机耗油率、飞机燃油消耗量和燃油效率之间关系的角度来评价自适应变循环发动机性能的2种方法。结果表明:发动机耗油率降低和质量增加之间存在某个平衡点,只有质量增加幅度小于耗油率降低幅度时,才能体现自适应变循环发动机的性能优势,并且飞机航程越长,越能体现自适应变循环发动机耗油率降低带来的优势;发动机耗油率、飞机燃油消耗量和燃油效率之间呈指数关系变化,当假设飞机巡航航程为3500 km、飞机升阻比为10.5时,自适应变循环发动机巡航耗油率相比常规涡扇发动机的降低1%,可使飞机燃油消耗量减少约1.9%,飞机燃油效率提高约2.4%。     

自适应循环发动机性能智能在线寻优算法研究

为解决自适应循环发动机性能在线自主优化问题,提出一种适用于三流道自适应循环发动机的智能自主优化控制方法,通过深度确定性策略梯度算法（DDPG）在线优化压比计划,实现控制规律自主寻优。本文在基准发动机特性图上给出了不同外涵面积下的等推力特性曲线,在此基础上给出了基准的最低油耗控制规律曲线。当发动机性能退化、或存在个体差异等偏离时,基准控制规律不再能使发动机性能最优,DDPG算法利用前期存储的数据对压比指令修正量进行训练学习,自主调整发动机控制规律。整机数值仿真结果表明,调整后亚声速巡航单位耗油率降低7.63%,与最低油耗点比较偏差0.03%。超声速巡航单位耗油率降低5.04%,与最低油耗点比较偏差0.01%。性能寻优算法可以在发动机性能偏离情况下实现发动机控制规律自主调节,达到最低油耗。     

无人机飞行有效载荷计算与载荷平台研究

飞行载荷计算及载荷平台开发是无人机设计研发的重要步骤,准确的载荷计算能够确保机体结构承载与传力合理,实现无人机机体轻量化的设计目标。提出一种考虑惯性载荷的飞行载荷计算方法,基于流体网格计算单元对单元内飞行载荷算法进行研究,并根据该算法编写和开发无人机载荷平台,通过算例分析并结合部分数据进行验证。结果表明：本文提出的计算方法和载荷平台处理数据正确,开发的平台实用且已经成功运用于某型高速飞行器的设计过程。     

变结构RBCC发动机亚燃模态全流道数值模拟研究

变结构燃烧室是提高宽范围工作火箭基组合循环（Rocket-Based Combined-Cycle,RBCC）发动机性能的有效途径之一,本文旨在通过全流道三维数值模拟的方法研究变结构RBCC发动机在低来流马赫数条件下燃烧室与进排气匹配状况,以及研究采用变结构燃烧室进行亚燃模态可靠燃烧组织的可行性。针对Ma3来流,研究了火箭冲压和纯冲压燃烧模式下的发动机性能,并实现了燃烧室工作模式的转变。通过本文的研究工作得到以下结论：（1）在火箭冲压工作模式下,一次火箭小流量工作能够提高二次燃料的燃烧效率,冲压燃烧室比冲性能较优,燃烧室与进排气能够匹配工作。（2）燃烧室工作在火箭冲压模式时,采用燃料支板集中喷注燃料的性能优于隔离段和燃料支板分散喷注时性能;发动机工作在纯冲压模式时,燃烧效率将会下降,并且发动机冲压比冲比火箭冲压工作模式下降10.2%,全流道比冲则上升14.5%。     

非对称交变应力下疲劳强度条件的探讨

对当前广泛应用于机械设计的非对称循环下构件的疲劳强度条件进行分析,求导合理的疲劳强度条件.由材料力学可知,在简化的构件持久极限图上,同一循环特征下,构件的工作安全系数是由同一射线上的两点得到的.但由于构件的综合影响系数只对应力幅值(纵坐标)有影响,因此材料的持久极限与构件的持久极限一般不会落在同一射线上.由此可知,当前通用的非对称交变应力的疲劳强度条件是不正确的.通过对构件持久极限图的分析,进行了推导,得出了构件工作安全系数的正确表达式,并分析了两者之间的误差.结论指出,按原有的疲劳强度条件进行设计有时会造成较大的浪费.     

跨声速离心压气机多部件耦合优化扩稳

基于最优拉丁超立方采样、多项式代理模型、傅里叶幅值敏感性试验、梯度变异混合优化算法构建了跨声速离心压气机耦合优化方法,实现了自循环机匣处理扩稳的同时不降低等熵效率的目标。耦合优化后压气机气动性能全面提升,设计点和近失速点的等熵效率分别提高2.79%、1.82%,且峰值效率略高于实壁机匣压气机。耦合优化扩稳增效的机理是：自循环机匣抽吸流量增大,更多低能流体被移除;叶轮入口攻角改善,流动分离风险减小;前缘激波与叶尖泄漏涡干涉被抑制,叶轮下游低能流体减少,周向均匀性增强;机匣回流槽入射角增大,叶轮入口径向畸变被削弱;叶轮叶片尾缘安装角及扩压器有叶段尾缘半径的增大弥补了等熵效率损失;叶轮叶片前缘后掠角减小弥补了堵塞流量。     

总收缩比对RBCC进气道影响数值研究

为研究火箭基组合循环发动机（Rocket Based Combined Cycle,RBCC）进气道隔离段内激波串传播规律,利用数值模拟研究分析了在高、低反压作用下总收缩比变化对激波串驻留位置及流动分离区范围的影响,并进一步开展了总收缩比对进气道气动性能影响的仿真研究。研究结果表明：在承受额定反压作用下,进气道总收缩比存在临界值,在临界值下提高总收缩比能显著增强进气道抗反压能力,并影响激波串驻留位置。在临界值上提高总收缩比对进气道抗反压能力无明显作用,进气道流动状态不受总收缩比变化的影响。此外,提高总收缩比能显著提高被捕获冲压空气流所承受的压缩程度,但会承受额外的空气流量损失和气动阻力。     

航空发动机非挥发性颗粒物排放适航标准与审定

现行的烟雾排放标准在过去的几十年中很好地限制了民航的航空发动机尾气排放,但其并没有对颗粒物排放进行直接的限制.国际民航公约附件16第2卷"航空发动机排出物"中第4章对颗粒物制定了排放标准.2016年,颁布了由发烟指数转化而来的非挥发性颗粒物(nvPM)质量浓度标准作为过渡,并在后续研究众多方面因素影响并修正后颁布了起降...