悬停状态共轴刚性双旋翼非定常流动干扰机理

基于运动嵌套网格方法,建立了一套适合于悬停状态下共轴刚性双旋翼非定常干扰流场分析的计算流体力学(CFD)方法。首先,基于高效的运动嵌套网格技术,采用积分形式的可压雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程作为双旋翼非定常流场求解控制方程,湍流模型选用Baldwin-Lomax模型,时间推进采用双时间方法。在CFD方法的验证基础之上,对干扰过程中的桨尖涡涡核位置及强度演变规律进行了细致分析,揭示了共轴双旋翼非定常干扰流场中上、下旋翼桨尖涡与双旋翼桨叶之间的贴近干扰、碰撞现象,以及上、下旋翼桨尖涡之间的相互干扰机理。然后,进一步研究了不同总距角下的共轴旋翼系统中上、下旋翼的非定常气动特性以及影响规律。计算结果表明:上旋翼桨叶的桨尖涡会直接与下旋翼桨叶发生碰撞,导致下旋翼桨叶拉力损失;上旋翼桨叶的桨尖涡和下旋翼桨叶的桨尖涡相互干扰,改变了桨尖涡的强度和轨迹;上、下旋翼桨叶相互靠近时,上、下旋翼桨叶的拉力均会上升,之后相互远离时上、下旋翼桨叶拉力均会先下降再上升。     

支承刚度和轴向位置对某型对转发动机低压转子临界转速的影响

为提供某型对转发动机低压转子临界转速的设计和调整的理论依据,开展了该转子的临界转速随支承刚度和轴向位置变化规律的研究.以该转子为研究对象,采用有限元法建立了转子动力特性的计算模型,基于不同的支承刚度和轴向位置,运用转子动力学分析软件SAMCEF/ROTOR对低压转子的前4阶临界转速进行了系统的计算分析,揭示了低压转子前4阶临界转速随支承刚度和轴向位置的变化规律.结果表明:支承刚度对低压转子的临界转速有显著影响,而支承轴向位置对临界转速的影响较小.     

单通道内燃波转子燃烧性能实验

建立简化单通道内燃波转子系统,以连续热射流的点火方式,采用实验方法研究了点火位置,射流作用时间,初始预混气当量油气比对波转子通道内点火及燃烧性能的影响.结果表明:随着射流逐渐推近,喷管出口距波转子通道38mm附近时,对点火不利,但点火位置对火焰锋面发展影响不大;在不同当量油气比下,射流作用时间对波转子通道内燃烧过程压力增益具有不同的影响规律,同时火焰锋面倾斜角随着射流作用时间增加而有所减小;当量油气比为2.0时不利于波转子内组织燃烧,且此时火焰锋面出现反向倾斜,倾斜角高达58°.      

3-D有限元转子系统动力减缩的部件模态综合方法及应用

为了对3-D有限元转子模型进行动力学减缩,提出基于部件模态综合的旋转子结构方法.该方法利用实模态振型矩阵减缩子结构自由度,不同转速下的减缩陀螺矩阵由转速系数乘以单位转速的减缩陀螺矩阵得到.与复模态减缩相比,避免了重复求解变换矩阵的缺点,减缩精度优于基于Guyan减缩的旋转子结构法.利用该方法减缩了某航空发动机转子模型87%的自由度数.经比较,由Campbell图所得临界转速的最大误差为0.04%,稳态不平衡响应计算结果与原模型也几乎完全相同,使用的内存和计算时间均不到原模型的20%,验证结果证明该方法可行.      

加装格尼襟翼旋翼的直升机飞行性能

为研究加装格尼襟翼旋翼的直升机飞行性能,建立了加装格尼襟翼旋翼的直升机飞行动力学模型。采用UH-60A直升机试飞数据验证了计算模型的正确性。在此基础上,分析了样例直升机加装格尼襟翼后重量系数、格尼襟翼高度、沿径向位置和加装方式对旋翼需用功率的影响,以及加装格尼襟翼后旋翼桨叶剖面迎角分布、旋翼操纵量和机身姿态角的变化等。研究表明,直升机在重量系数较大的状态下高速前飞时,旋翼加装格尼襟翼能够明显降低直升机的需用功率,且加装转动格尼襟翼的效果优于加装固定格尼襟翼。功率降低幅值随格尼襟翼高度的增加先增加后减小。格尼襟翼在桨叶上布置的位置越靠近桨尖,其对需用功率的影响越大。直升机在重量系数较大的状态下高速前飞时,加装格尼襟翼能够使旋翼后行侧最大迎角显著减小。加装格尼襟翼后旋翼总距和纵横向周期变距减小。     

耦合高效配平策略的旋翼气动特性分析方法

建立了一个耦合高效配平策略和计算流体力学（CFD）技术的旋翼气动特性分析方法.采用CFD求解器进行雅克比矩阵和旋翼流场的计算,建立了一个包含直接配平法的旋翼气动特性分析平台;引入差量法思想对配平策略进行简化,发展了一种差量配平法,解决了直接配平法中雅克比矩阵计算效率低下的问题,显著缩短了计算时间.旋翼流场求解中控制方程采用Navier-Stokes方程,空间离散格式选取2阶迎风Roe格式,时间推进采用隐式lower-upper symmetric Gauss-Seidel (LU-SGS)格式,湍流模型为Baldwin-Lomax (B-L)模型.分别采用建立的基于直接配平方法和差量配平方法的气动特性分析平台对AH-1G和Helishape 7A直升机的旋翼进行了配平计算和研究,对比分析了两种配平方法的计算效率和精度及背景网格的网格量对配平结果的影响.结果表明:与直接配平法相比,耦合差量配平法的气动特性分析方法计算圈数更少,可节省至少60%的计算时间;使用疏化的背景网格虽然不利于捕捉流场细节,但是可以在兼顾配平结果准确性的同时,降低配平计算代价,提高旋翼配平和流场计算的效率.      

转子轴系耦合振动模型一般性解析式推导与分析

基于转子受到的线性和非线性作用机理,引入线性尺度因子、非线性尺度因子和耦合强度比作为特征参量,分别构建了阻尼力和刚度力的一般表达式,进而推导出转子轴系一般形式的线性与非线性耦合的振动模型.基于仅考虑质量不平衡激励的单圆盘转子轴系,应用多尺度法求解出该方程的稳态解及瞬态解.通过对解析解的分析,揭示了线性与非线性耦合作用及响应的振动机理.通过数值计算分析了瞬态时间尺度因子对响应的影响,瞬态时间尺度因子越大,瞬态解衰减越快,越接近于稳态解.对稳态解短时傅里叶变换的幅频特性进行分析,可发现1倍频出现了非线性特征,3倍频存在双峰特征,进一步阐述了非线性尺度因子对转子轴系耦合振动的影响.      

服役工作条件对涡轮转子叶片蠕变寿命的影响

基于Larson-Miller蠕变寿命理论,定量地分析了高压涡轮相对转速、飞行高度H、径向温度分布系数(RTDF)偏离设计状态时对涡轮转子叶片蠕变寿命的影响.结果表明:以叶根位置来看,高压涡轮相对转速从参考状态减小2%,导致叶片温度减小6%,叶片应力减小6%,使蠕变寿命因子从1增大到186.H增大导致叶片温度增大、叶片应力减小.从叶根位置来看,在温度和应力的综合作用下,H偏离参考状态时,蠕变寿命因子减小;而远离叶根位置,温度对蠕变寿命因子的影响越来越大,蠕变寿命因子随着H的减小而增大.RTDF减小导致叶片温度减小,使蠕变寿命因子随之增大.      

1种Ndot 过渡态PI控制律的设计方法

转子加速度的过渡态控制律已应用于先进的航空发动机控制系统的设计中,以改善过渡态的加减速性能,其优点在于N-dot控制计划能够保证同一型号发动机加减速性能的一致性,而不随发动机加工制造误差、材料差异及部件性能退化等因素变化。针对双转子涡扇民用发动机,提出了1种N-dot过渡态控制律的设计方法,基于差分进化算法,在发动机慢车到最大状态对应的若干稳态工作点,设计了相应的N-dot PI控制律,采用增益调度计划构建了全飞行包线内的N-dot过渡态控制律。在发动机性能退化的情况下,对N-dot闭环过渡态控制与油气比开环过渡态控制的加速性能进行了仿真。仿真结果表明:N-dot闭环过渡态控制性能优于油气比开环过渡态控制性能。     

航空发动机叶片丢失问题研究综述

对近年来航空发动机叶片丢失问题的研究进展进行了综述.简述了叶片丢失过程相关的力学问题,重点探讨了叶片丢失激励下转子和整机结构系统的瞬态动力特性以及持续生存能力方面的力学机理、数值仿真和试验研究成果,包括叶片丢失过程中的载荷及力学行为、整机动力学建模和求解技术、整机和机理性的试验研究等.研究表明:对于恶劣载荷环境下复杂结构系统,需要以整机系统为研究对象并考虑载荷时效特征,通过结构和动力学安全性设计策略提升结构完整性和可靠性.