倾斜/后掠叶片对风扇单音噪声的控制研究

为探索倾斜/后掠静子叶片对风扇单音噪声的降噪机理并指导低噪声风扇的设计,采用基于三维黏性非定常雷诺平均数值模拟(URANS)和管道声类比理论(Ducted Acoustic Analogy,DAA)的流场/声场混合计算模型(CFD/AA)研究了不同转子叶尖间隙、倾斜静子、后掠静子等对NPU-Fan单音噪声的影响。计算结果表明:随着叶尖间隙增加,在1BPF (Blade Passing Frequency)和2BPF处,风扇前传、后传气动噪声均会增加,且1BPF处单音噪声增量大于其它谐频。在研究倾斜及后掠叶片的降噪机制时,须将管道特征函数与声源的耦合过程包含在内,并且要考虑真实风扇的尾迹特性及其向下游的输运过程。风扇静子负倾斜可以提升风扇的气动效率,但会增加噪声的声功率级;正倾斜叶片能够降低噪声声功率级,但风扇气动性能会有所降低。随着倾斜角的增加,降噪量增大,当倾斜角为+30°时,各谐波阶次的降噪量均超过2.3dB。后掠静子叶片相较于倾斜设计具有更好的气动性能和降噪效果。30°后掠角对于各谐波阶次的前传噪声降噪量均大于6.3dB,降低后传噪声超过10dB。正倾斜及后掠静子的降噪效果与噪声谐波阶次、传播方向紧密相关,谐波阶次越高,降噪效果越明显。倾斜-后掠综合设计方案对于前传噪声拥有最好的降噪效果,其综合了倾斜和后掠两者的优点。     

航空发动机静叶联调机构运动分析及优化

针对航空发动机可调静子叶片联调机构运动关系复杂、优化难度大的问题,研究了一种采用图解法和齐次坐标法结合MATLAB软件推导两级联调机构运动方程,并运用遗传算法对两级机构中的关键构件进行联合优化的方法。运用该方法对指定联调机构的两级曲柄可调端长度、可调端与固定端夹角进行了优化求解。得到了最优解,使得第一级摇臂转动角度是第零级摇臂转动角度的2倍,且第一级摇臂转动角速度也是第零级摇臂转动角速度的2倍。      

基于深度学习的混合翼型前缘压力分布预测

提出了一种基于深度学习的混合翼型前缘压力分布预测方法,通过对翼型几何特征提取、压力分布曲线的参数化,建立了卷积神经网络模型（CNN）,并利用计算流体力学（CFD）的计算结果作为其训练样本,实现对混合翼型前缘压力分布的预测。结果表明:两种方法计算结果的拟合优度大于0.98,基于深度学习的计算方法耗时1.7 s,CFD方法耗时大于50 s,计算时间大大缩短。该方法能够在满足计算精度的条件下提高计算效率并可应用于其他的翼型设计过程。      

星点坐标辅助的全天区三角形星图识别算法

随着当前星敏感器视场（FOV）的增大,探测能力的提高,一帧图中拍摄到的恒星更多。但是受星敏感器光谱范围的限制及空间环境干扰影响,星等测试精度一般不高于0.2 mV。为了充分发挥当前星敏感器视场和探测能力的优势,并避免星等误差的影响,提高全天区星图识别算法在线应用的适用性,提出了一种星点坐标辅助的全天区三角形星图识别算法。该方法采用"全局初步搜索识别—局部精细匹配验证—最优结果选取"的算法思想。首先,根据星敏感器探测到的极限星等范围构建导航星表,选取亮星构建角距星表,既确保了星表的完备性,又有利于充分利用星敏感器的探测能力。然后,在三角形约束条件下进行角距匹配识别,得到一个或多个导航三角形,在该识别环节提出了非线性矢量法查找星表,既提高了定位精度,又能采用单精度数据类型降低存储空间。最后,提出局部天区星点坐标匹配算法进一步消除冗余匹配,同时又识别出视场内更多的观测星,有利于提高识别率和定姿精度。试验结果表明,与其他一些经典的星图识别算法相比,所提算法在识别率和星表容量方面更有优势。识别率可达99.9%,且随着星等的增加,存储容量增加的最少。所提算法更加适于大视场、高星等敏感范围的星敏感器在线应用。     

镁粉含量对HTPB燃料热解及退移速率影响研究

为了研究添加不同质量分数的镁粉对端羟基聚丁二烯(HTPB)混合推进燃料燃烧性能的影响,针对含质量分数为5%,10%和15%的20μm粒径镁粉的三种HTPB配方燃料开展了热重-差热(TGDSC)分析,并且利用高速摄影法在1MPa下测试了这三种配方燃料在气态氧气流(GOX)中的燃烧性能。研究结果表明:在氧化剂质量密流为370kg/(m2·s)时,相对于纯HTPB燃料,这三种配方燃料燃面的退移速率分别增长了75.61%,142.46%和173.42%。结论显示燃料燃面的退移速率与添加镁粉的质量分数二者之间呈现正比例关系。     

CH_4/RP-3航空煤油混合燃料燃烧特性的实验研究

为研究甲烷添加对RP-3航空煤油燃烧特性的影响,在定容燃烧弹中获得初始温度420K,初始压力0.1MPa,当量比0.8~1.5和甲烷含量0~0.8工况下CH_4/RP-3航空煤油混合燃料火焰发展特性图片、火焰半径扩散速率、拉伸火焰传播速度、马克斯坦长度、无拉伸火焰传播速度和层流燃烧速度等燃烧特性,并分析了甲烷添加对混合燃料马克斯坦长度及层流燃烧速度等的影响。结果表明,CH_4/RP-3航空煤油混合燃料在当量比1.3,甲烷含量0工况时燃烧稳定性较差,但随着混合燃料中甲烷含量的增加,火焰前锋面逐渐趋于稳定;混合燃料当量比分别为0.8,1.0和1.2时,甲烷含量的增加对火焰半径扩散速率和拉伸火焰传播速度分别起促进、无明显影响和抑制作用;混合燃料马克斯坦长度曲线在当量比0.9~1.2交叉,当量比为0.8时,混合燃料马克斯坦长度随甲烷含量增加而减小,而当量比为1.3时,混合燃料马克斯坦长度接近于0,燃烧变得极不稳定;混合燃料层流燃烧速度峰值出现在当量比1.0~1.1内,当量比在0.9~1.1,甲烷添加对RP-3航空煤油层流燃烧速度影响较小,当量比大于1.1时,混合燃料层流燃烧速度随甲烷含量增加显著减低。     

坐标测量法在机载设备安装定位中的应用

本文以某型飞机在改装过程中的实际工程经验为基础,介绍了使用全站仪对设备安装位置进行坐标测量的方法,并通过三维软件CATIA进行空间还原,计算分析设备的安装定位误差。     

基于混合卡尔曼滤波器组故障传感器定位方法

为了在发动机性能蜕化与传感器故障并存的情况下实现故障传感器的定位与部件蜕化情况的估计,并实现故障诊断基准数据的修正,构建了1种包含了机载模型与线性卡尔曼滤波器的组合结构混合卡尔曼滤波器组。该卡尔曼滤波器组能够在之前所描述的故障/蜕化耦合情况下定位故障传感器,并得到较为准确的部件蜕化估计结果。为了验证了混合卡尔曼滤波器组的有效性,进行了相关仿真。仿真结果表明:混合卡尔曼滤波器组能够在发动机动态过程中遭遇传感器故障与部件蜕化并存的情况下完成故障定位与蜕化估计。     

基于混合有限元解析法的永磁同步电机永磁体电涡流损耗估计

永磁同步电机永磁体受限于热约束,无法在温度较高的环境下运行,故需减少永磁体上的电涡流损耗,从而降低永磁体上的温度。针对使用有限元法对永磁体电涡流损耗估算时间较长,以及使用解析法估算时难以达到与有限元法相同的精度,采用混合有限元解析法估算永磁体上的电涡流损耗。结合电涡流的反作用,在模拟电机旋转时,无需重复划分三角形区域;使用MATLAB软件仿真模拟,将混合有限元解析法与Galerkin有限元法对比,减少三角形区域划分的个数。由此验证了永磁体上电涡流损耗符合端部效应以及集肤效应的特征,在保证精度的同时,减少了仿真的时间。     

基于非结构混合网格的CHN-T1标模气动特性预测

本文使用自行研制的基于非结构混合网格的亚跨超声速流场解算器MFlow,对AeCW-1提供的客机标模CHN-T1进行了数值模拟研究。介绍了非结构混合网格的生成情况,重点分析了网格收敛特性、压力分布、气动特性曲线、流动分离等。计算得到了近似线性的网格收敛特性。随着网格加密,对激波和分离气泡的模拟更精细。尾支撑对气动特性的影响非常明显,特别是对平尾气动特性有很大影响。机翼静气动弹性变形的影响主要是使升力系数和阻力系数减小。湍流模型的QCR修正对大迎角计算结果有较大的影响。计算结果表明,MFlow程序能够准确地预测客机标模的气动特性。