航空发动机典型任务剖面归纳方法

航空发动机典型任务剖面不仅需要反映飞行任务特点,而且需要衡量飞行任务对发动机寿命损伤大小。将发动机低周疲劳损伤、稳态蠕变损伤、热冲击损伤作为任务剖面归纳的主导因素。针对某型发动机确定了13个飞行参数共77个统计量作为任务剖面归纳的原始载荷矩阵,用系统聚类法、主成分聚类法、模糊聚类法对71个飞行剖面进行了聚类归纳。对比分析表明:确定的任务剖面原始载荷矩阵充分代表了发动机使用用法,参数彼此具有较强的独立性;相比其他2种聚类法,系统聚类法归纳的任务剖面集合能够充分反映该类任务剖面的共同特点和属性。     

出口锯齿修形对轴对称喷管RCS的影响研究

为了研究出口边缘锯齿修形对轴对称喷管边缘绕射场和腔体内部散射场的影响,以轴对称喷管为基准模型,对其出口边缘进行8种不同齿角的锯齿修形,齿数均为12,采用迭代物理光学法和等效边缘电磁流法研究分析了基准喷管模型和8种出口锯齿修形喷管模型的边缘绕射场和腔体散射场的电磁散射特性。结果表明：对出口边缘进行锯齿修形可有效降低喷管全局探测角范围的绕射场RCS,且修齿齿角越小,效果越明显;但出口边缘锯齿修形对降低喷管腔体散射场RCS无明显作用。     

进气道出口可压缩附面层测量及其参数计算方法研究

为测量飞机进气道出口的可压缩附面层,在分析所需测量参数及探讨附面层参数计算方法的基础上,研制了附面层总压测量耙、总温测量耙。通过在公用测量段上安装附面层测量耙,对某飞机进气道在某高速风洞中进行了不同马赫数、攻角、侧滑角组合的吹风试验。17种组合工况的试验及计算结果表明:研制的附面层总压及总温测量耙应用效果较好;附面层参数计算方法准确,拟合后的附面层速度分布较为合理;该方法能够用于测量和评定进气道出口的可压缩附面层。     

进气道/发动机相容性评价体系的完善与发展

回顾了进气道/发动机相容性评价体系的历史发展,概括了该领域的国内外研究现状,对国内以后的工作给出了建议.在分析技术发展的基础上,指出了未来先进进气道和发动机将会带来的新问题.为解决进气道/发动机相容性领域内新的挑战,提出:应将旋流畸变和耐久性畸变试验纳入进气道/发动机相容性评价体系;发展具有瞬态畸变模拟能力的畸变发生器;充分利用地面试车台和空中试车台进行各种畸变的模拟以对发动机进行全面的稳定性评定;在飞行试验中深入研究进气畸变条件下发动机性能以及工作稳定性的变化.     

翼上吊舱布局对民机纵向静稳定性的影响研究

通过试验及数值模拟方法,研究了发动机翼上吊舱布局对民机纵向静稳定性的影响,并与无吊舱的民机布局进行了比较;同时给出了翼上吊舱对民机各部件纵向静稳定性的影响,分析了吊舱对静稳定性影响的因素.结果表明,翼上吊舱降低了民机的静稳定性,但改善了全机的大攻角力矩非线性.静稳定性降低主要来源于吊舱对机翼的影响,但吊舱本身也会产生一定的不稳定性,同时吊舱也会使机身产生纵向静不稳定,但对平尾和垂尾的影响较小.     

空中加油最佳对接起始偏差位置

为提高软式空中加油对接成功率,寻找降低头波影响的对接策略,建立了受油机头波影响下的软管-锥套六自由度动力学模型,利用飞行试验数据验证了模型的稳态特性和动态特性;研究了对接阶段受油机以不同速度进近时,头波影响下的锥套运动特征,定义了“最佳对接起始偏差位置”的概念;研究表明：对接前,受油机在锥套后7m以外时,将受油插头对准“最佳对接起始偏差位置”并直线向锥套靠近,能最大程度降低头波对对接的影响;最终,依据工程计算结果,提出“调整靠近—等待—对接”的受油机对接进近策略。     

运输机升阻特性仿真与风洞试验相关性方法

以M3飞机配装某型发动机三维模型为研究对象,采用CFD方法对整机流场进行数值计算。对于带动力短舱模型,利用分区拼接网格技术对发动机内流场和飞机外流场进行网格划分和拼接;在此基础上采用雷诺平均N-S方程,基于S-A湍流模型,开展了不同发动机状态、马赫数及攻角的仿真计算。以FNPR=1.61时,试验获得的升阻系数作为基准,在不同攻角下,获得CFD计算结果的修正因子,结果表明：修正后的数值计算结果与风洞试验获取的升力特性曲线,贴合程度好,在攻角小于14°内误差小于3%;修正后的阻力特性曲线整体趋势与风洞试验一致,误差小于10%,阻力系数都是随攻角的增大而增大,且在攻角大于10°后快速增大。     

基于机匣应变的航空发动机碰摩故障识别

针对双转子航空发动机采用柔性机匣设计理念，提出了在进气机匣或中介机匣承力支板加装应变桥路，从机匣动应变中提取特征频率来识别发动机转静碰摩故障的一种方法。建立了简化的转子-机匣碰摩动力学模型，分析得出了双转子发动机转静碰摩特征频率，利用该特征频率准确识别出了某型发动机飞行试验中多次转静碰摩故障。理论分析和飞行试验表明：机匣应变能够灵敏的拾取转静碰摩振动信号；双转子发动机发生转静碰摩时，振动频谱中会出现mΩH±nΩL高低压转频组合频率成分，可依据该组合频率来判断碰摩故障是否发生；振动频谱中出现mΩH±ΩL组合频率成分并不能定位高压转子发生碰摩，同理，振动频谱中出现ΩH±nΩL组合频率成分也不能定位低压转子发生碰摩。     

基于ANSYS的转子支座静刚度计算方法及实验验证

针对旋转机械常用的刚性支座、鼠笼弹性支座,利用ANASYS建立了支座静刚度计算模型。利用螺纹杠杆原理设计了可产生10kN拉力的支座施力机构,开展了多种支座静刚度测量实验。实验结果表明：有限元计算的静刚度最大误差为8.3%,验证了支座静刚度模型的正确性;刚性支座水平径向和垂向静刚度数值差异很大,刚度表现出很强的各向异性;鼠笼弹性支座径向静刚度差异很小,刚度表现为各向同性。静刚度有限元计算模型中正确的载荷类型为余弦面载荷分布。边界约束条件为：针对刚性支座,在支座底板螺栓孔周围施加全约束,在底板其它区域则给予轴向约束;对于鼠笼弹性支座,在鼠笼弹性结构与刚性支座联接面上施加全约束。     

基于BP神经网络的平板叶片阻尼反演方法

航空发动机在工作中容易受到外物撞击,包括跑道砂石、鸟体、机身零件等,对风扇和压气机造成损伤,导致机毁人亡的严重事故;故需要模拟外物撞击转子叶片,建立动态响应数值分析模型;其中阻尼系数是叶片振动分析最重要的物理参数之一;但其无法直接测量。研究采用BP神经网络反演的方法得到平板叶片阻尼比。先取二十组阻尼比的叶片撞击仿真模型中的振幅和衰减时间,通过训练BP神经网络理论得到振幅、衰减时间与阻尼比的映射关系,再将实验得到的真实振幅和衰减时间输入映射关系,反演出真实结构的阻尼比。最后将阻尼比代入另一组参数的叶片撞击仿真,与试验结果进行对比,两者一致性较高,表明反演得到的阻尼参数是合理可靠的。