进气道结构完整性评定技术研究

进气道结构完整性评定是飞机结构平台研制关键技术,确保整个寿命期的飞机安全。介绍了先进歼击机进气道结构及载荷特点。研究了进气道结构完整性评定的两项关键技术:即基于结构几何非线性数值分析的结构总体和细节参数的确定技术和声疲劳试验件的设计及声载荷谱的制定技术。提出了技术解决方案并给出了成功应用实例。     

径向式可变几何旋流器开度特性计算方法

介绍了径向式可变几何旋流器开度特性计算方法,随着航空发动机推重比(p/w)的不断提高,涡轮前温度在逐年提高,目前先进发动机涡轮前温度高达1800K。燃烧室工作油气比(F/A)将由0.02增至0.03,为了保证发动机燃烧室在较宽的工作油气比范围内具有最佳性能,采用径向式可变几何旋流器是有效技术途径之一,本文从数学关系上建立了该种旋流器开度特性的计算方法并给出算例。可供可变几何燃烧室设计参考。      

变几何压气机特性仿真

基于级综合特性的大量经验关系式 ,建立了静叶可调的变几何压气机特性的计算模型 ,并仿真了压气机在不同静叶转角组合调节规律下的特性 ,计算考虑了气流温度等因素对特性的影响。结果表明该模型对于预测变几何压气机特性和分析静叶转角可调对压气机特性的影响 ,从而初步选择调节方案具有一定的适用性     

开启式高超声速进气道启动性能试验

设计了具有入口开启功能的高超声速进气道,并在Ma=6连续式自由射流风洞中进行了启动性能的试验研究.通过对进气道壁面静压变化和捕获流量的测量,验证了此种具有开启功能的变几何方案的可行性.试验结果表明,开启机构能够有效地提高进气道的启动性能.分析认为,进气道入口的逐渐打开过程辅助进气道建立起超声速流场.同时,开启机构避免了进气道自启动的迟滞效应,使进气道实现启动.      

基于微分几何方法的大迎角导弹解耦控制

导弹在大迎角飞行时，非线性及耦合严重，而且大迎角本身引起的非线性和耦合也必须加以考虑。采用微分几何方法，通过在控制系统中人为地加入耦合信息，以抵消弹体运动的交叉耦合，设计大迎角导弹解耦控制系统。并对结果进行了仿真验证，证实所设计的控制系统可以很好地控制导弹的大迎角飞行。     

变几何涡扇发动机几何调节对性能的影响

本文以高推重比涡扇发动机为研究对象,利用所建立的以变几何部件特性为基础的变几何加力涡扇发动机性能模型,详细计算和分析了风扇和高压压气机静子叶片角度、高压和低压涡轮导向器喉道面积4个几何参数的调节对发动机性能的影响。结果表明,在本文计算条件下调节风扇静子叶片角度对发动机性能有显着影响,调节其它3个参数对性能影响不大,但可在控制主要部件在其高效率工作点方面发挥作用。      

燃气透平叶型气动与传热的优化设计

建立了一个透平叶型气动与传热优化的两步模型.第1步采用解析多项式曲线构造叶片的参数化造型,基于CFD数值模拟,通过正交设计和敏感性分析,优选几何设计参数.第2步采用贝塞尔(Bezier)曲线参数化叶型型线,以总压损失和表面热流加权函数为优化目标,调整叶型型线,获得了气动性能与热负荷较优的叶型.设计案例的结果表明:增加安装角可以降低叶片压力面热负荷;增大叶片前缘直径可以降低前缘滞止点热负荷.调整叶型的表面曲率分布,有可能推迟吸力面的转捩,弱化叶片表面的传热.两步优化法计算量小,收敛性好,具有工程应用价值.      

基于名称标识的多学科数据链构成方法

针对几何模型面号随机变动导致多学科优化失败的问题,通过研究现有的几何模型数据交换格式,提出以面名称而不是以面号作为标识,构建多学科优化数据链接的方法.用提出的方法编程实现了几何造型软件SOLIDWORKS和网格生成软件ICEM.CFD的链接,建立了以面名称为数据传递标识的涡轮叶片优化流程.实践表明该方法可以保证在面号变动条件下多学科优化流程的正确性.      

高速转子系统支承结构及力学特性设计方法

针对航空发动机高速转子系统支承结构及力学特性设计问题,开展支承结构约束特性（支点位置和支承刚度）对转子系统刚度及转子动力学特性的影响分析,建立转子支承结构约束特性与转子力学特性关联力学模型。通过对转子系统支承结构特征参数与刚度特性、振动特性等力学特性的关联性分析,定量描述了转子支承约束特征及轮盘惯性载荷对转子系统动力学特性的影响规律,在此基础上,提出了基于转子变形控制的支承约束特性与转子力学特性一体化设计方法。仿真计算结果表明:对于高速转子系统可以通过对支点位置及支承约束刚度的设计,调整转子弯曲变形和临界转速的分布特征,使其在通过或靠近弯曲振型临界转速的高转速工作状态下,具有足够的安全裕度。这种通过结构特征参数的变化,优化转子系统力学特性的方法,对航空发动机总体结构布局及动力学设计具有重要的工程参考价值。      

高超声速二元进气道顶板移动变几何方案数值模拟

针对一种工作于马赫数Ma=4~6范围内的高超声速二元进气道,探索了一种进气道部分压缩顶板可移动的简单变几何方案,利用数值模拟研究了接力点变几何进气道的自起动性能和Ma=4~6的调节方法。结果表明:部分压缩顶板可移动简单变几何进气道方案在Ma=3.7能够实现自起动;变几何所形成的自适应放气槽放气量很小,最大放气量在2%以内,关闭自适应放气槽接力点Ma=4流量系数达到0.77;在整个工作范围内流量系数较高、总体性能较优,该变几何方案的调节方法是切实可用的。