涡轴发动机尾气静电监测信号影响因素分析

 针对某型航空涡轴发动机试车台实验所获得的尾气静电监测信号,结合发动机台架试车状态和性能数据,分别在两个时间尺度上展开分析研究。研究发现发动机的工作状态和健康状态均对尾气静电信号产生重要影响。在小时间尺度上的分析发现,无故障情况下影响尾气静电信号变化的主要因素为燃油供给量,尾气静电信号能量随燃油供给量的增加近似按指数规律上升;而在大时间尺度上的分析发现,在一定的燃油供给和恒定的自由涡轮转速条件下,尾气静电信号能量随着发动机性能的缓慢衰退而逐渐上升。实测尾气静电信号所反映的趋势与初步的理论分析结果相一致,为建立涡轴发动机尾气静电信号的健康"基线",进而用于气路状态监测及故障识别提供了初步的依据。研究还发现,静电监测技术不仅能够为突发性故障提供预警信息,而且能够反映发动机整机性能衰退,进一步拓展了静电传感器的监测能力及其在航空发动机健康管理中的应用。     

悬停状态直升机桨叶扭转分布的优化数值计算

建立了一套基于高精度计算流体力学(CFD)技术和代理模型优化算法的旋翼气动外形设计方法。在该方法中,旋翼流场气动性能的计算采用了基于Navier-Stokes/Euler方程的CFD方法,并根据流场特点、精度和效率的要求采用Baldwin-Lomax(B-L)湍流模型,通量计算采用Roe-MUSCL格式进行。为提高网格生成质量和便于流场控制方程的求解,将流场分成两个区域,即围绕旋翼的黏性区和无黏的背景网格区。其中,桨叶网格使用了基于二维翼型网格的参数化方法生成,数值计算结果表明该方法有效地提高了网格生成质量及效率。在参考旋翼流场及桨叶细节流动分析的基础上给出设计变量及范围,有效减小了优化问题的规模;为满足优化和机理分析的需要,将基于置换遗传算法优化的拉丁超立方(PermGA LHS)方法和径向基函数(RBF)的代理模型优化方法引入到桨叶外形的优化设计中。首先以Helishape 7A旋翼为算例,检验了数值模拟方法的准确性。然后,应用所建立的优化方法针对旋翼负扭转分布进行了优化计算,结果表明优化后的旋翼悬停气动性能比优化前有了明显提高。     

大攻角地效翼非定常流动实验研究

大攻角地效翼非定常流动研究对大攻角地效翼非定常空气动力特性和流动控制具有重要的意义。对攻角为18°的NACA0012地效翼在模型风洞中进行实验,利用三维热线风速仪对地效翼后缘附近尾迹区内测点的速度脉动进行采样,分析不同飞行高度下大攻角地效翼的非定常流动特性。结果表明：地面效应下,大攻角地效翼后缘涡系形成位置后移;随着地效翼高度的降低,非定常流动的脉动频域宽度减小,速度脉动特征频率减小。     

几何非线性机翼本征梁元素模型的高效化改进

 采用Hodges等提出的时间-空间离散化的几何精确非线性本征梁通用模型处理柔性机翼结构动力学问题时,当离散化的节点数增大时,该方法的未知数数量成倍地增长,而且方程组是严重病态的,因此数值模拟计算的速度非常缓慢。针对机翼中最常见的悬臂梁结构,根据空间离散化的边界条件,提出了空间缩聚法把空间离散差分方程缩聚为常系数矩阵格式,得到了只与时间相关的微分方程组,进一步推导得到了该方程组的雅可比矩阵,因而大大减少了方程组的数量以及求解过程的循环和迭代步数。采用Gear方法分别求解了原始的本征梁元素模型和本文提出的缩聚模型,结果表明空间缩聚模型在相同条件下可提高运算速度约5.1倍,而且对不同类型的外载荷都具有较好的通用性、稳定性和高效性。     

无人机总体与起飞性能匹配性设计优化

首先,提出了一种小推重比的低速螺旋桨无人机总体参数与起飞性能匹配性设计优化方法;其次,对该无人机起飞阶段的动力学和运动学特性进行了分析,明确了该无人机总体参数与起飞性能之间的最佳匹配关系,以实现无人机起飞性能的最优化;最后,通过分析得出结论:小推重比低速螺旋桨无人机总体设计参数的选取直接影响到起飞性能的优劣,“平衡”总体设计需求来发挥平台更佳的起飞性能是总体设计优化的重要内容.     

柔性导热纳米复合材料研究进展

柔性导热纳米复合材料在微电子、航空航天、智能驱动等领域具有广泛的应用。综述了以零维纳米粒子、一维纳米纤维和二维纳米片层为填料的柔性导热纳米复合材料的最新研究进展。概述了柔性导热纳米复合材料的研究中存在的主要问题及解决方法。纳米填料的分散性差是阻碍柔性导热纳米复合材料发展的重要问题,可采用物理包覆法、偶联剂法、接枝改性等方法对纳米填料进行表面修饰,提高纳米填料的分散性及与基体的结合性,从而提高材料的导热性能;另外完善导热机制的理论研究,建立导热微观模型,可为柔性导热纳米复合材料的实际应用提供重要依据。开发新型纳米填料,特别是混合填料体系是改善柔性导热纳米复合材料综合性能的重要途径。     

飞翼布局无人机进排气效应风洞试验研究

飞机进排气会对全机气动性能产生明显的影响.采用引射式动力模拟器对飞翼布局无人机开展进排气效应模拟,分析进排气对全机气动特性的影响.试验结果表明:进排气对飞翼布局升力影响不明显,对阻力影响量比较大,可使全机最大升阻比降低1～4左右,而喷流能使全机最大升阻比下降1～1.8左右,进排气效应使得全机俯仰力矩增加,但纵向静安定度基本不变;进排气对全机横航向特性影响不大,对襟翼效率影响也甚微.可作为飞翼无人机气动布局设计的参考.     

涡轴发动机高空台模拟偏差影响的性能修正方法

针对涡轴发动机高空台试验因模拟偏差带来的性能差异问题,通过某涡轴发动机数值仿真计算和试验研究,提出了用相似换算和小偏差分析相结合的试验性能修正方法.研究结果表明:发动机输出功率和耗油率的差异从只采用相似换算时的3.0%左右下降到1.0%左右,模拟偏差对性能的影响采用此修正方法是合理可行的.      

带围带的涡轮叶栅间隙泄漏流动与气动性能实验

针对叶型转折角为108.1°的涡轮直叶栅,利用低速风洞,实验研究了带围带和无围带情况下叶栅出口截面的流场结构和叶栅气动性能.研究了不同围带上腔间隙、不同来流冲角情况下叶栅出口截面二次流结构、气流角分布及总压损失系数变化情况.结果表明:相对无围带叶栅,围带能够有效控制叶顶间隙泄漏,降低叶栅气动损失;随着围带与上端壁之间高度的增大,泄漏流体增多,导致泄漏流体与主流掺混的气动损失增大.对于所研究的叶栅,围带与端壁间的间隙高度不应大于1%叶展.冲角变化影响叶栅中的三维涡系结构及其强度,对叶片吸力面静压分布影响较为明显.适当的正冲角能够改善流动状况,进而提高大转折角叶栅的气动性能.      

重型燃气轮机压气机高雷诺数前转捩叶型设计

针对重型燃气轮机压气机雷诺数高而导致的转捩位置前移,开发了一种比可控扩散叶型(CDA)损失更小、工作范围更宽的前转捩叶型.采用正问题优化设计方法,将叶型几何参数化、叶片到叶片流场分析与遗传算法相结合,实现了叶型的自动优化.优化目标综合权衡了叶型损失和攻角范围,为减少优化变量的数目,应用了一种特别的叶型几何模型,将厚度分布与中弧线之间进行了一定的关联.优化得到的前转捩叶型的主要特征是吸力面速度峰值的位置前移至距前缘约10%弦长处,叶型中后部的速度变化更为平缓.最后根据优化结果总结了前转捩叶型的设计规律.