摘要：提出一种基于升力线理论的对转开式转子(contra-rotating open rotor,CROR)气动设计方法。以推力为设计目标,基于拉格朗日乘子法构建气动设计控制方程组。考虑高飞行马赫数对流动特征的影响,根据激盘模型,采用一道正激波模拟转子的增压过程。完成速度场预测后,利用压气机三维造型方法完成初始设计。初始设计完成后,对翼型折转角进行修正从而满足目标推力。研究表明,整个设计过程中只需2次计算流体力学(CFD)计算与再设计便可满足目标推力,所需翼型折转角修正量为−0.486°,设计结果的推力与目标推力的相对误差为−0.32%,设计方法高效且具有高的设计精度。

摘要：航空产品在研制使用生命周期过程中产生的数据呈现出多源多模态的特性,面向此类数据进行知识工程建设时,传统基于关键词的文本检索方式已经无法满足科研人员在科研过程中对知识的获取需求。知识图谱作为当前人工智能领域对知识表示的一种方式,可以对知识单元以及数据之间的体系性和关系性进行充分表达和规范化存储,是垂直领域数据组织与知识发现服务的一种有效途径。因此提出以知识图谱作为航空领域知识表达模型,以标准知识单元作为数据载体,对科研人员的业务思维进行建模,同时利用深度神经网络作为多模态数据的特征编码器,构建适合机器理解与计算的特征向量,结合两者的特点构建面向多模态数据的搜索、推荐引擎。在此技术基础上设计系统架构并实现知识发现平台,将多模态数据在知识层面进行组织索引,满足航空科研人员的多模态知识检索需求。

摘要：为解决航空发动机高压涡轮转子轴向位移测量难题,提出了一种轴向位移径向测量的方法。通过该方法,建立了轴向位移与径向测量参数的关系模型;研制了轴向位移专用校准装置并设计了轴向位移校准方法;构建了一套耐高温轴向位移径向测量系统,该系统采用耐高温测量探头,满足航空发动机整机测试环境和结构特点的测量要求;完成了测量系统整机试验验证,在地面试验过程中进行高压涡轮转子轴向位移测量,得到轴向位移随发动机转速的变化规律。

摘要：为验证典型金属飞机机身结构的适坠性,开展了机身等直段结构在5.91 m/s下的垂直坠撞试验,得到了地面撞击载荷、机身结构变形及机身结构典型位置和假人的动态响应数据,分析了坠撞过程中机身结构的变形失效机理、载荷传递规律及能量吸收特性,提出了提高机身结构适坠性的设计方法。试验研究表明,在坠撞冲击载荷作用下,客舱地板横梁以下结构出现较为严重的变形,机身结构呈现非对称的破坏模式。在坠撞过程中,由于机身框和横梁变形吸收了大部分冲击能量,因此,相较于立柱处加速度峰值,传递至乘员处加速度峰值减小了90%左右。由综合适坠性评估指数可知,机身结构在5.91 m/s的坠撞速度下,具有良好的适坠性。

摘要：总结了国内外变循环涡扇冲压组合发动机的发展现状,对比分析了有/无能量传递构型的变循环涡扇冲压组合发动机的工作原理及优缺点。提炼了变循环涡扇冲压组合发动机的关键技术,包括总体性能仿真技术、高速宽工况风扇设计技术、加力/冲压燃烧室设计技术、热管理系统设计技术以及模态转换设计技术。基于国内需求和相关技术研究现状,给出了变循环涡扇冲压组合发动机后续重点研究方向的建议,包括发动机总体性能设计与仿真工具、发动机多设计点多学科耦合设计方法、发动机热管理系统设计与仿真建模以及关键部件的设计与试验。

摘要：开式转子发动机以高推进效率、低燃油消耗率和低污染物排放的'一高两低'优势,成为经济友好型航空发动机的典型代表,是下一代民用飞机潜在的动力备选方案之一。本文主要从开式转子发动机总体性能仿真技术、对转桨扇设计技术、传动附件设计技术、部件及整机试验技术等四个方面,分析开式转子发动机研发历史及相关技术研究进展。结合国内开式转子发动机研究现状,梳理出开式转子发动机的发展脉络,归纳出开展开式转子发动机研究所涉及的关键技术,并对未来的研究重点和发展路线进行展望,以期为开式转子发动机相关技术的后续研究提供技术支持。

摘要：针对下一代民用涡扇发动机短舱长径比不断缩小的发展趋势,为改善发动机进口气流参数分布不均、改善进气道的流场结构、提高其气动性能,开展了进气道唇口关键几何参数对短舱进气道流动特性影响的研究。通过CFD数值模拟方法研究了进气道收缩比、唇口超椭圆指数以及唇口超椭圆长短轴比对短舱进气道性能的影响。研究发现,这三个设计参数改变时,均会对进气道性能产生直接的影响,对畸变指数的影响最明显,其中收缩比改变的影响最大,当收缩比每改变0.025,畸变指数的变化率最大可达到50%。进口收缩比的改变影响喉道截面的流动,超椭圆指数变化影响了进口前缘曲率的变化,而超椭圆长短轴比变化影响了进气道唇口内型面的曲率;超椭圆长短轴比越大,超椭圆指数越小,收缩比越大,唇口初始压力损失越大,壁面摩擦损失越大,进气道总压恢复系数越低,畸变程度越高。

摘要：为全面评价压气机中介机匣性能,从上下游匹配角度,定义了中介机匣节流特性,从流动损失、出口畸变和流量阻塞三个方面,在全流量工况范围内评估中介机匣的性能,并给出了相应性能参数表达式。在均匀和实际不均匀总压入口条件下,对小型涡扇发动机压气机中介机匣流场进行数值计算,获取其全流量工况性能参数,并分析其流动机理。计算结果表明:中介机匣的出口总压损失和总压畸变程度随流量增加而增加;在实际不均匀进气条件下,流动损失和畸变程度均大于均匀进气条件;当中介机匣的设计流量和最大流量接近时,会造成压气机和中介机匣共同工作的阻塞流量明显减少。因此,对中介机匣进行性能评价时应考虑到实际的入口条件和非设计点的影响,在设计和选配中介机匣时应保证足够的流量裕度。

摘要：为了进一步提高短舱内外流的气动性能,基于类别形状函数方法建立了曲率连续的非轴对称短舱气动型面参数化设计方法。为评价所建立的短舱气动型面设计方法的适用性,从曲率半径分布、关键工况下的流动特性和气动性能三个方面对使用所建立的方法和基于圆锥曲线方法设计的超大涵道比短舱进行了对比研究。结果表明:与基于圆锥曲线方法设计的短舱相比,所建立的方法设计的短舱不存在轴向曲率半径波动。由于消除了曲率波动引起的短舱壁面附近局部过度加速形成的高速低压区,在马赫数为0.8的巡航条件下外罩壁面局部阻力降低了4.5%;在马赫数为0.82的飞行工况下,外罩壁面局部阻力降低了5.5%。进气道气动型面设计方法的改进,使得大攻角爬升条件下进气道总压恢复系数提高了0.41%,稳态周向总压畸变指数减小了8.82%。

摘要：与陆基飞机和直升机相比,水陆两栖飞机有其独特优势,应用前景广泛。设计时为了确保水陆两栖飞机在水上环境的正常使用,必须按照飞机在水面运动过程中的水动载荷进行充分的结构强度设计,确保飞机在水动载荷作用下的结构完整性。本文主要围绕水陆两栖飞机的研制需要,阐述了国内外在飞机水动载荷设计与验证方面的研究现状与技术进展,并介绍了在国家大型水陆两栖飞机研制过程中开展的楔形体模型仿真、波浪模型仿真、水面效应仿真、全机模型仿真以及缩比模型试验等方面的研究工作,探讨了后续水陆两栖飞机在水动弹性设计方面的发展趋势。