ATR发动机建模及特性分析

空气涡轮冲压发动机(ATR)是一种组合推进系统,来流空气经进气道激波之后,又经压气机再次压缩。由于转子系统的引入,ATR发动机的燃烧室—进气道相互作用及工作模态转换方式比冲压发动机更加复杂。为分析压缩系统的工作特性,以预冷式ATREX发动机为研究对象,利用尾喷管阻塞机制、涡轮—压气机匹配、燃烧室Rayleigh方程等建立非设计点稳态数学模型。计算给定飞行条件下,发动机压缩系统工作状态随燃料流量的变化过程,分析双压缩机制的耦合作用,得到ATR发动机工作特性的一般结论。     

涡轮基组合循环发动机/飞行器一体化数值模拟

基于两级入轨高超声速飞行器方案,确定了涡轮基组合循环发动机设计点各参数,设计了飞行器进排气系统,编写了推进系统安装损失计算程序,采用数值模拟技术研究了沿飞行轨迹的涡轮基组合循环发动机/飞行器一体化性能,计算结果显示,跨声速阶段的安装损失最大,溢流阻力在跨声速区域具有主要的影响,在工作模式转换结束后,安装损失会有一定的增长,这是因为喷管喉部气流总压降低,致使流经发动机的气流流量减少,造成溢流阻力和旁路放气阻力的增加所致.     

高超声速飞行器多学科优化建模方法

为建立高超声速飞行器多学科设计优化软件系统,研究了一种面向多学科设计优化的建模方法.通过分析系统分解带来的学科设计冲突,建立了两种多学科连续性条件.据此连续性条件,结合现有飞行器设计流程,提出了一套建立多学科设计优化模型的方法,包括系统分析模型和系统优化模型.针对高超声速飞行器方案设计,研究了包含弹道/控制、气动、超燃冲压发动机、结构、热保护系统等五个学科的多学科设计优化问题.采用所研究的多学科设计优化建模方法,构造了系统级模型,并在框架软件中按照此模型集成各学科软件,建立了高超声速飞行器多学科设计优化软件系统.     

某燃气涡轮气动设计及通用特性曲线计算

针对燃气轮机中涡轮的设计,介绍了杭汽燃气涡轮气动设计体系,并阐述了冷却涡轮掺混损失计算方法和几种效率定义方法。通过一维热力设计和S2流面完全径向平衡方程设计,设计出了三级燃气涡轮。应用计算流体力学软件CFX对所设计的涡轮进行了不带冷气的性能分析,应用源项法对带冷气的涡轮进行了性能分析。通过三维计算,得到了新设计的三级涡轮的折合流量、折合转速、效率的特性曲线;并为涡轮的进一步气动优化设计和强度振动校核打下了基础。计算结果显示:设计的涡轮气动性能良好,变工况性能宽,基本达到了设计要求;不带冷却涡轮效率91%,带冷却的涡轮效率89.7%。     

高超声速飞行器的反步滑模神经网络控制系统

针对高超声速飞行器一体化气动布局导致弹性机体与推进系统间的强耦合性,以及跨大空域及高速飞行过程中导致气动特性存在强非线性、不确定性和明显的时变特性,提出一种基于小脑神经网络的高超声速飞行器反步滑模控制策略。首先建立高超声速飞行器纵向非线性数学模型,并采用输入-输出反馈线性化方法,解除多变量之间的耦合关系;然后设计基于反步法的滑模变结构控制器解决系统非匹配不确定性难题;同时为弥补反步滑模控制器鲁棒性不足缺点,利用自回归小脑神经网络(RCMAC)的在线非线性逼近、自学习能力和相应控制结构,设计基于RCMAC的反步滑模控制器。仿真试验结果表明,该方法下高超声速飞行器纵向的高度控制精度可达到0.5m,速度控制精度为0.1m/s,可以保证闭环系统全局稳定,且拥有良好的跟踪性能和鲁棒性能。     

并联式涡轮冲压组合发动机模态转换试验方案研究

并联式涡轮冲压组合发动机原理样机由小型涡扇发动机与冲压发动机并联,共用进排气装置组成。本论文主要研究并联式涡轮冲压组合发动机的工作原理以及模态转换试验方案,通过高空模拟对其原理及方案进行验证。     

基于周向平均Navier-Stokes方程涡轮通流计算与分析

基于时间推进有限体积法求解周向平均Navier-Stokes通流控制方程,开发涡轮通流计算程序。结合对涡轮内部流动规律的深刻认识,加入B-L端壁紊流模型和涡轮落后角模型,对GE-E3双级高压涡轮和GE-E3五级低压涡轮进行通流性能预测分析,验证了本通流程序的可靠性;并将通流程序应用于某航改地面燃机一体化设计涡轮系统性能预测和分析,对于研究涡轮部件之间性能匹配和气动布局具有工程应用价值。     

冲压空气涡轮气动设计

RAT是Ram Air Turbine的简称,其中文名为冲压空气涡轮,是飞机应急动力系统中非常重要的设备。从20世纪初到现在21世纪,工业在飞速地发展,尤其是对于冲压空气涡轮的研究,已经上升到了一个比较高的层次。冲压空气涡轮负荷高,尺寸小,给冷却结构的布置带来一定难度。因此在有限的空间内设计出一个能够承担较大负荷并且能够迅速实现能量转化的机组十分重要。叶片是冲压空气涡轮最重要的部件之一,设计出一个性能良好的叶片,可以使冲压空气涡轮更加有效地利用风能,并且拥有比较好的收益结果。本文简单介绍了冲压空气涡轮在国内外的发展、类型,并阐述了其研究内容以及研究意义。本文主要研究冲压空气涡轮的气动性能,通过用不同方法计算,得出不同的叶片数据,然后根据所得的计算结果,用Qblade软件绘制出所得叶片并将其优化,最后将优化后的叶片进行模拟仿真。     

非均匀来流下TBCC变几何进气道的数值优化

为提高内并联式涡轮基组合循环发动机进气道的工作特性,设计了一种带多级楔板的扩压段二维进气道。采用数值模拟方法研究了非均匀来流对其流场特性及性能参数的影响,并与非均匀来流对常规型进气道特性的影响进行了比较。模拟结果表明:采用带多级楔板的扩压段二维进气道性能受非均匀来流影响更小,扩压段内出口流场有明显的提升;模态转换状态下,与常规型进气道相比,进气道出口总压恢复系数平均增大10%,总压畸变指数平均降低15%左右,冲压出口马赫数均小于0.41,出口温升比降低。从而使得发动机推力增加,耗油率降低,改善了TBCC发动机的性能。     

小型高速精密气浮气动主轴的研制

针对微结构的超精密磨削要求,设计了一种涡轮驱动的小型气浮主轴。采用了涡轮叶片作为动力结构部分,由压力气体驱动,带动主轴高速旋转;同时也采用了空气静压轴承作为支撑;建立了气动涡轮的设计模型,分析了气体静压支承轴承的结构参数,仿真研究了各设计参数对轴承承载力的影响,得出了最佳的设计尺寸和主轴工作参数,对涡轮与转轴组成的整体转子进行了模态分析,计算出了主轴的临界转速,研究了主轴的加工工艺。试验结果表明:该设计合理,达到了设计要求。     

A new design of a support force measuring system for hypersonic vehicle aerodynamic measurement

In order to simulate the flight state of the aerocraft better, the aerodynamic parameters are obtained by integrating the airframe and propulsion system in a highly integrated configuration and ignition of the engine during the wind tunnel test. At present, the commonly used internal balance scheme forms a system composed of the model, internal balance and the support. However, most hypersonic vehicle models are flat or slender, which makes it difficult to provide installation space for internal balance, improves the difficulty of model design. This note proposes a support force measuring system. By integrating the balance into the structure of the support, it no longer occupies functional space in the cavity of the model, and its special structure can ensure that the additional torque generated by thrust/drag cannot act on the torque measuring element. This study provides a new way of thinking for the integrated model test with propulsion system.     

基于目标环量分布的机翼减阻反向设计

为了优化直升机升阻比,研究了飞机设计过程中减小诱导阻力的措施,提出了一种机翼几何扭转角的反向设计方法。该方法通过确定目标升力分布形式,对沿翼展方向选取的设计点进行几何扭转角设计,实现目标分布。基于升力线理论,建立用傅里叶正弦级数表示的升力线理论积分微分方程的矩阵表示形式,编制了低速平直机翼的气动力、气动载荷分布的计算程序和几何扭转角的反向设计程序。最后,基于目标环量分布获得了几何扭转机翼,并通过程序预测和数值模拟方法对优化结果进行了仿真。计算结果表明:设计后的几何扭转机翼展向环量分布达到目标椭圆分布形式,几何扭转机翼诱导阻力减小了17.07%,总阻力减小了15.43%,计算状态升阻比提高了6.5%。该方法对选取控制剖面进行设计,可实现性较强,具有一定工程应用价值。     

微型扑翼飞行机器人气动力测试系统

微型扑翼飞行机器人飞行时的气动力是主要的性能指标,低雷诺数下的空气动力学还没有成熟的理论和经验公式可以遵循,因此需要设计并验证了一个微型扑翼飞行机器人气动力测试系统:采用2个位于水平和垂直方向的力传感器作为敏感元件分别测量微型扑翼飞行机器人飞行时的推力和升力,使用两个柔性铰链分离垂直、水平方向的气动力,降低非测力方向力对力传感器的影响。文末给出并分析了该系统用于微型扑翼飞行机器人气动力测试的实测推力和升力。     

粗糙度对风力机专用翼型气动性能影响

针对风力机专用翼型FFA-W3-211进行数值模拟,深入系统探讨了粗糙度对该翼型气动性能的影响。采用剪切应力输运k-omega湍流模型进行CFD计算;于翼型表面均匀分布不同粗糙度,求出该翼型敏感粗糙度;同时,研究了在该翼型吸力面和压力面不同位置布置敏感粗糙度时,粗糙带位置对翼型升力系数和阻力系数的影响,分别求出吸力面和压力面的敏感粗糙带位置,与软件XFOIL算出转捩点位置进行对比,分析粗糙度对该翼型气动性能的影响。计算结果对风力机专用翼型的设计与开发具有一定的理论价值。     

风力机柔性叶片翼型的气动特性研究

基于柔性叶片大尺寸变形的特点,选取NPU翼型作为研究对象,采用Xfoil软件计算不同弦向变形时翼型的升阻力系数及俯仰力矩系数,并总结翼型变形后升力系数计算的修正公式。研究表明,柔性叶片弦向弯曲变形越大,翼型的升力系数越大,阻力系数也会有小幅度增大,但升阻比总体呈现增大趋势,有利于提升气动性能。翼型变形后的气动特性计算修正公式的计算结果与模拟仿真的结果也吻合较好。     

基于伴随方法的高速列车头型气动优化

为改善高速列车明线运行时的气动性能,基于伴随方法和径向基函数网格变形技术,开展高速列车头型气动优化设计。采用径向基函数网格变形技术,避免列车头型优化过程中的网格重复生成,提高头型优化的效率。通过伴随方法求解目标函数对列车头型的敏感度,无须定义任何的头型设计变量,避免人为指定设计变量对优化结果的影响。将网格变形技术、伴随方法及计算流体动力学（Computational fluid dynamic,CFD）方法相结合,构建高速列车头型优化设计流程,选取整车气动阻力和尾车气动升力为优化目标,对高速列车头型进行多目标气动优化设计。结果表明：伴随方法可以有效地应用于高速列车的头型优化;优化后,在满足约束条件的情况下,列车的整车气动阻力减小2.83%,尾车气动升力减小25.86%;气动阻力减小主要位于头尾车流线型部位,中间车和头尾车车体气动阻力基本保持不变;尾车气动升力减小主要位于流线型部位,尾车车体向下的升力绝对值也有所减小。     

一种新型翼身融合飞机纵向气动力特性数值分析

根据相关文献设定的任务,改进设计了一种翼身融合体前掠翼民用飞机,运用Gridgen生成了结构网格,借助Fluent进行了数值模拟计算,分析了亚声速纵向气动特性。结果证明,改进后构形的升力系数增大,阻力系数减小,升阻比提高明显,阻力骤增M数高于初始构形,总体气动性能明显改善。此研究方法和预期结果对设计前掠翼布局军用战斗机和民用飞机有积极的意义。     

来流马赫数对激光等离子体减阻性能影响

激光等离子体减阻是一种新概念减阻方式,用来减小高超声速飞行器的气动阻力。通过数值模拟的方法研究了飞行高度为30km时,不同来流马赫数对钝头体前部激光等离子体减阻性能的影响。结果表明,通过在钝头体前部注入激光能量形成等离子体能有效减小钝头体受到的阻力。在能量一定的情况下,随着来流马赫数增大,减小的阻力增多,减阻比逐渐减小,即使是在很大的来流马赫数的情况下,仍然有比较好的减阻效果。     

钝尾缘翼型对5MW风力机性能影响的研究

目前国内外对钝尾缘翼型的研究主要集中于翼型的改进方式与二维气动性能的模拟,对钝尾缘翼型应用于风力机时对其性能影响的研究较少,然而钝尾缘翼型应用于风力机时由于旋转效应的存在叶素翼型之间会发生相互影响。为了更好的研究钝尾缘翼型,了解钝尾缘翼型对风力机性能的影响,对NREL 5MW风力机叶片内侧翼型进行对称钝尾缘修型,分析二维翼型气动性能,发现一定范围内,翼型的升力系数、升阻比均随尾缘厚度的增加而增大。对原风力机进翼型替换,模拟并对比两类风力机的性能,研究表明改型后风力机的输出扭矩高于原机,而且随风速增大改型风力机的优势变得越来越突出;然而在相同工况下,改型后风力机的轴向力也大于原机。