基于CST方法的高空低雷诺数吸附式叶型耦合优化设计

研究了一种基于类别形状函数变换（CST）方法的吸附式叶型优化设计方法,该方法可以在高空低雷诺数条件下对叶型和抽吸方案耦合优化.结果表明:优化之后在20km高空低雷诺数条件下总压损失降低了65%,静压升提高了0.02,气动性能得到较大提升.而且由于优化过程中罚函数的引入使得优化后吸附式叶型在地面条件下性能也有所提高.对于高空低雷诺数条件下吸附式叶型在抽吸位置之前适当的增加叶型负荷,再通过抽吸来控制附面层,效果最优.并且最佳抽吸位置位于层流分离泡作用区域内.在层流分离泡作用区域内抽吸可以完全消除层流分离泡对叶型性能的影响,并且可以较好控制附面层位移厚度和动量厚度的增加,有效地减小附面层内的动量损失.      

民用航空发动机型号合格审定方法研究

随着中国民用航空发动机的发展,对其适航取证迫在眉睫,型号合格审定是整个适航审定的基础和核心,对其方法的研究很有应用价值。在《航空器型号合格审定程序》基础上对型号合格审定程序作了较充分地研究,在所获得研究成果基础上以Teamcenter为平台开发了航空发动机适航信息管理系统,该系统可用于对民用航空发动机型号合格审定信息的管理与审定流程的控制,可为更好地管理民用航空发动机适航信息以取得型号合格证提供参考。     

高超声速气动热预测技术及发展趋势

高超声速气动热预测技术是高超声速飞行器发展的关键技术之一。对高超声速气动热预测技术的发展情况进行了分析探讨。首先,简要回顾了国内外高超声速气动热理论预测及地面实验技术的发展历程;在此基础上,结合典型外形的计算与风洞试验结果的比较,重点介绍分析了气动热工程计算方法、数值模拟方法、气动热风洞试验设备的模拟能力及目前实验测试技术的研究水平;最后,对气动热预测技术的发展趋势进行了讨论,提出了气动热预测技术应研究解决的问题。     

S型进气道隐身与气动综合特性数值分析

针对S型进气道弯度对其隐身气动特性影响程度的问题,利用CAD软件对进气道进行参数化建模,通过改变进、出口的中心偏移量实现对进气道弯度的改变。采用数值仿真方法分别研究了进气道前向电磁散射特性和进气道流场及气动特性。仿真结果表明,进气道弯度增加对隐身特性和气动特性的影响是完全相反的,并进一步分析出这一现象的产生机理,对进气道的隐身气动一体化设计具有指导性意义。     

民用飞机静气动弹性载荷计算方法研究

以某大型客机为例,根据气动外形利用有限元软件PANTRAN建立高阶气动面元,利用ZONAIR静气动弹性方法,分析了其弹性载荷,包含气动力系数、过载、迎角,并与刚性载荷进行了对比。此方法合理可靠,可用于民用飞机的弹性载荷设计分析。     

采用排间界面静压约束伴随方法的多级压气机叶片优化

为解决伴随优化应用在多级压气机中出现的优化工况点漂移问题,在前期薄层N-S方程伴随方法基础上,对目标函数——出口熵增不仅施以质量流量、总压比约束,还添加排间界面静压展向分布作为新的约束条件.以某5级压气机为对象,对其中第1级转、静叶分别在首1.5级和全5级压气机环境下进行了优化.结果表明,施加排间界面静压展向分布约束能够显著解决优化工作点漂移问题,优化后5级压气机的效率提高0.4个百分点.      

航空发动机MTBF的Bayes评估

针对航空发动机的试验样本量和故障数据少,采用传统的数学平均值法对其平均故障间隔时间（MTBF）评估不能反映其真实可靠性水平的问题,基于Bayes理论,把历史试验数据视为先验信息,采用矩等效方法确定先验分布,然后通过Bayes理论综合现场试验数据,建立了一种基于Bayes理论的航空发动机MTBF评估方法。该方法可以扩大MTBF评估所需的信息量。采用所提出的Bayes方法对某航空发动机MTBF进行评估,得到其MTBF评估值为302.68h,比采用数学平均值法约提高了18.7%,评估结果更符合实际。表明该方法可应用于航空发动机MTBF的评估。      

基体特性对HTPB推进剂力学性能的影响

按工程生产工艺要求,制得hydroxyl terminated polybutadiene (HTPB)固化胶片,通过控制试验环境温度（-50、-35、-20、0、20、35℃）,得到了基于Prony级数形式的具有不同松弛特性的复合基体材料的松弛行为描述,为细观模型的建立提供了必要参数。随后基于分子动力学方法,结合具有内聚本构的黏接单元,建立了推进剂的细观计算模型。为验证所建数值模型的准确性,对固体推进剂在常温条件下进行宏观松弛力学试验,将仿真结果与试验数值的对比,试验结果与仿真结果相差在20%范围之内。最后对具有不同随机分布及不同基体松弛特性的推进剂细观模型进行有限元计算,结果表明:颗粒随机性不影响推进剂的宏观力学行为,而基体松弛特性显著影响固体推进剂的宏观力学性能,基体松弛特性获取环境温度与推进剂的宏观初始模量、延伸率以及强度均呈指数型关系。      

垂直/短距起降飞机的控制仿真技术

针对垂直/短距起降飞机的特点,通过在某型飞机上虚拟加装升力风扇系统,建立了垂直/短距起降飞机的动力学模型,提出了垂直起降阶段垂向、纵向、横向和航向的控制方式并完成了控制律的设计与验证。研究结果表明,所建立的垂直起降动力学模型能够描述垂直起降飞机的动力学特点,提出的控制方式和设计的控制律能够有效地控制飞机实现垂直升降、侧飞、偏航、前飞和后飞等运动,可用于垂直起降飞机的飞行品质、起降程序的设计和验证等相关方面的研究。     

三维非平面裂纹扩展参数化模拟方法

发展一种基于有限元方法（FEM）的自动模拟三维非平面裂纹扩展的模拟方法。该方法采用参数化建模的方式建立裂纹体,以镶嵌裂纹体的方式在结构中插入裂纹,然后通过有限元计算得到裂纹扩展参量,自动更新裂纹体从而模拟裂纹的扩展过程。通过模拟三个裂纹扩展算例,计算了裂纹扩展循环数,对比试验结果,误差分别为195%、161%、21%。结果表明:该方法能够模拟三维非平面裂纹的扩展并计算扩展寿命,具有一定的精度和适用性。