三轴承推力矢量喷管运动学建模及试验

三轴承推力矢量（3BSD）喷管是实现大角度偏转的推力矢量主要形式,主要应用于垂直/短距起降（V/STOL）飞机。喷管由3段组成,相邻两段通过轴承连接,喷管与发动机出口也通过轴承连接,因此形成了3对转动副,通过3对转动副的转动喷管可以实现偏转到特定的角度及方向。三轴承推力矢量喷管运动学模型是其控制器设计及应用的前提,通过喷管固联坐标系逐级坐标转换的方法得到喷管运动学模型。通过几何关系分析说明了三轴承推力矢量喷管的基本原理,对推力矢量偏转大小/方向与三级喷管转角之间的非线性关系进行了分析,在3条基本假设的基础上提出了喷管逆运动学控制规律,并利用一个缩比喷管进行了试验验证。试验结果表明,所建立模型可以反映喷管运动学特性,逆运动学控制规律可应用于喷管开环控制。     

相关进近模式下多跑道时空资源优化调度方法

跑道作为机场飞行区与终端区的衔接部分,因容流失衡频繁引发空中交通拥堵及航班延误等问题。为提高多跑道系统运行能力,针对相关进近跑道运行模式,研究了多跑道时空资源优化调度方法。通过深入剖析多跑道时空运行特性,综合考虑移交间隔、尾流间隔、纵向间隔和相关斜距等约束限制,科学权衡安全、经济和环境等各方利益需求,建立了相关进近模式下多跑道时空资源优化调度模型。结合多目标优化及遗传算法基本理论,设计了带精英策略的非支配排序遗传算法,对模型进行了准确求解。仿真实验表明,模型可对相关进近航班进行优化配置,有效降低航班延误时间和航空发动机污染物排放量。与随机和交替调度策略相比,优化调度策略执行效果显著,其中航班延误时间分别减少了39.3%和32.6%,所提方法可显著缓解大型繁忙机场航班延误情况,有效提高航班正常率,并完全适用于独立进近模式。     

采用离心喷嘴的单凹腔驻涡燃烧室点火与贫熄特性

为了研究单凹腔驻涡燃烧室的点火和贫油熄火特性,设计了一个带扩压器和内外机匣的单凹腔驻涡燃烧室矩形试验件,采用试验研究和半经验分析相结合的方法对其点火和贫油熄火进行了研究。试验在常压状态下进行,采用RP3航空煤油作为燃料,所用供油喷嘴为空心锥离心喷嘴,试验中的进口空气温度在287~487K变化,进口空气流量在0.2109~0.4219kg/s变化,对应进口马赫数从0.15变化到0.31。结果表明:单凹腔驻涡燃烧室的点火和贫油熄火油气比均随着燃烧室进口温度和进口流量的增加而减小,单凹腔驻涡燃烧室的点火油气比比贫油熄火油气比约大50%。经过半经验分析,得到了影响单凹腔点火和熄火的综合参数A,该参数能够较好地解释和评价各种因素对贫油熄火的影响。     

三轴承旋转喷管矢量偏转规律及流场特性研究

基于短距/垂直起降战斗机用三轴承旋转喷管的特殊设计要求,通过几何约束条件开展了三轴承旋转喷管型面设计方法及运动规律推导与研究,研究了非线性和线性两种喷管矢量角控制规律下的三段筒体随时间的旋转规律。根据小型涡轮喷气发动机的几何尺寸,利用发展的型面设计方法和喷管筒体旋转规律,设计了小尺寸三轴承旋转喷管,并利用CFD数值模拟技术对该喷管的流场特性进行了计算与分析。通过CFD数值模拟技术得到了不同矢量角下喷管的三维流动特性及不同落压比下的气动特性。结果表明:采用喷管矢量角非线性控制规律可以减少非线性控制变量,保证喷管机动性的前提下减小了喷管的设计难度和控制复杂度;基于小型涡轮喷气发动机设计的三轴承旋转喷管0°的推力系数较理想喷管低,90°的推力系数较理想喷管高,喷管在地面最大落压比下0°比90°推力系数高约1%。     

遗传与枚举混合算法对航空发动机复合材料主轴的优化设计

针对复合材料主轴优化设计中离散与连续变量共存的问题,提出了一种遗传算法与枚举法相结合的混合算法.以某航空发动机低压涡轮轴为原型,在满足静强度指标、临界转速及外廓尺寸要求前提下,利用该混合算法对复合材料主轴的铺层角度与厚度进行优化设计,以减轻主轴质量.结果表明:对于1~10层铺层,相比于全排列算法与单一遗传算法,混合算法能再减轻质量5.54%与3.87%;且当铺层数大于6时,混合算法计算效率能最多提高3.1倍.最后分析给出复合材料铺层厚度受强度的限制,不宜太薄的建议.      

半主动笼式调谐质量阻尼器控制转子振动的研究

对调谐质量阻尼器在旋转机械振动控制中的应用进行了研究,不改变原有转子系统支撑形式,设计了一种半主动笼式调谐质量阻尼器.提出基于转速的分段开关控制策略,并开发了一套基于laborary virtual instrument engineering workbench(LabVIEW)的转子振动实时闭环控制系统,可根据转速对该笼式调谐质量阻尼器通过变质量实现在线动态调节自振频率,实现半主动控制.搭建了单跨转子调谐质量阻尼实验台装置,对转子过临界转速的振动进行了实验研究.结果表明:基于开关控制的半主动笼式调谐质量阻尼器能有效降低转子过临界振动,减振幅度可达83.4%,并能很好避免调谐质量阻尼器引起的新的共振峰.      

变循环发动机双涵道模式下变几何控制探索

为了实现变循环发动机的性能优化,利用混合优化算法寻找最优的几何控制变量来实现变循环发动机的性能提升。在节流优化过程中,采用了单独减小高压转子转速和协同调节高低压转子转速两种控制方案,并计算了巡航状态时在这两种控制方案下发动机由最大推力到50%最大推力的节流过程中,发动机性能参数和工作参数的变化。计算结果表明:在高度为11km、马赫数为0.9条件下,保持进口流量不变,在50%最大推力时协同调节方案相比单一调节方案,发动机的耗油率下降了5.997%,另一个巡航状态(高度为9km,马赫数为0.8)下也有相似的结果。这表明采用高低压转速协同控制能对发动机进行更有效的控制,进一步改善了发动机的巡航性能。     

基于改进多维条件映射模型的稀疏拉格朗日模拟

发展基于MMC(多维条件映射模型)的稀疏拉格朗日模拟,可大幅降低PDF方法的计算量。通过计算一系列简单的圆管射流算例来验证改进的MMC模型的适用性,并分析稀疏拉格朗日模拟RMS统计结果中的随机噪音误差。由于MMC模型对标量梯度较大的剪切层作用较为明显,同时考虑粒子数变化对参考空间特征值的影响,提出一个稀疏拉格朗日MMC的普适模型,对MMC模型中的小尺度混合过程的模化进行改进。采用改进的模型对圆管射流问题进行模拟,计算结果表明,提出的模型具有通用性,与文献报道中的给定相空间特征值的方法模拟结果基本一致;同时,开展了稀疏粒子场统计均方根中噪声的产生及变化规律的研究,计算结果表明稀疏的拉格朗日模拟中出现的随机噪音干扰大小取决于LES网格从粒子场取值的方式,选取的粒子越多则噪音越小。     

旋流喷射器流动与燃烧特性研究

为了给低旋流喷射器(LSI)推广应用提供理论依据,自行设计具有两种旋流叶片角LSI。应用数值模拟方法确定不同LSI旋流数,旋流数范围为0.417~0.881。利用粒子成像测速(PIV)测试系统,对流通气流LSI在方形通道内展向平面和铅垂截面二维速度分布进行测试。对开放空间内低旋流喷嘴,流通甲烷气体和空气预混合燃烧特性进行实验研究。研究结果表明:当叶片角θ=37°,旋流数S≤0.576时,旋流诱导中心区域和周围空气旋转,形成具有中心区域和周围空气低速区域、中心低速区域分布特点的扩散流动。当叶片角θ=37°,甲烷和空气当量比φ=0.7,S≤0.576时,流通LSI气流产生与展向截面流场分布相似的中部凸起呈"W"型脱体蓝色火焰。随着旋流数S增加,在0.576≤S≤0.588范围内,火焰与喷口间的距离缩短,火焰转变为"扫帚"型火焰。当S=0.623时,形成高旋流贴体火焰。增大旋流叶片角,流场的扩张角增加,环形旋流区和中心直流区轴向速度沿中心轴衰减更快。     

航空发动机燃油雾化特性研究进展

从实验、理论和数值模拟三个方面对航空发动机内的燃油雾化问题研究进展进行了综述。实验方面,通过雾化实验,可定性分析喷注参数及环境条件等因素对雾化效果的影响,测量技术是影响实验精度的关键;雾化理论对液膜形状及破碎特性的预测值与实验还存在一定误差,复杂气动条件下的雾化理论还较为缺乏;雾化数值模拟可以获得不同形式燃油雾化的某些典型变化过程,复杂多过程、多因素影响的雾化模拟还较难开展。总体上看,航空发动机燃油雾化机理还未能完全揭示。