摘要：针对高速开关阀驱动的导叶机构控制阀响应慢、精度低的问题,设计了一种压电驱动液阻全桥先导的导叶机构控制阀。通过建立导叶机构控制阀数学模型,结合仿真软件对导叶机构控制阀的流量特性、启闭时间进行仿真研究。同时,分析脉冲宽度调制(Pulse Width Modulation,PWM)载波频率以及占空比与控制阀输出流量间的关系,并与高速开关阀驱动的导叶机构控制阀进行对比。结果表明,基于压电驱动液阻全桥先导的导叶机构控制阀开启、关闭响应时间分别缩短约3 ms和7 ms。200 Hz的PWM载波频率下,输出流量-占空比线性区增大约10%。压电驱动的控制阀对导叶机构的控制精度提高,其中作动筒位移误差的均方根误差(Root Mean Square Error,RMSE)约为0.35 mm,减小约23%。

摘要：为了提高陶瓷基复合材料火焰筒壁面的冷却性能，在现有的圆形多斜孔冷却结构的基础上，设计了一种新型类椭圆形多斜孔冷却结构。同时，采用三维数值模拟的方法将两种多斜孔结构的冷却效果进行了对比。结果表明：新型类椭圆斜孔特征模拟件相较于圆孔特征模拟件，壁面高温区域明显变窄，高温热斑减少，温度分布更加均匀；在经纱方向，类椭圆斜孔特征模拟件高应力区域减少，应力集中现象减弱；在纬纱方向，类椭圆斜孔特征模拟件与圆孔特征模拟件均存在高应力区域。

摘要：针对2.5D针刺C/SiC复合材料的失效破坏进行了试验和仿真计算研究。开展了室温、500℃、1000℃无氧环境下0°层、网胎层材料的拉伸、压缩破坏试验以及2.5D针刺C/SiC复合材料的拉伸、压缩和弯曲破坏试验,并利用电子显微镜对试验件断口进行观察,分析了2.5D针刺C/SiC复合材料在不同温度下的损伤模式和失效机理。基于试验数据与观察结果,建立了通过单一铺层性能参数获取宏观针刺元件力学性能的方法,并依据多尺度理论和渐进损伤方法,借助Abaqus子程序二次开发进行了针刺C/SiC复合材料强度仿真分析。仿真预测的应力分布、失效模式与试验结果吻合较好,采用最大应变准则的强度预测精度可达94.7%,验证了分析方法在室温与高温环境下的准确性。

摘要：针对常规的涡桨发动机PI解耦控制方法在全包线内鲁棒性不足的问题，提出了一种基于模型参考自适应补偿的PI解耦控制方法。基于涡桨发动机转子动力学及阶次特性，提出了一种涡桨发动机传递函数矩阵获取方法。并以此为基础，结合零极点相消法，分别设计了解耦环节与双回路PI控制器。通过建立闭环系统的期望状态空间方程，设计模型参考自适应补偿以有效提升控制器的鲁棒性能。此外，为了进一步改善控制方法的动态跟踪性能，采用基于自适应速率协方差调节的快速自适应律。基于涡桨发动机非线性仿真模型开展了控制方法仿真验证。结果表明：在不同的飞行包线点，相比于常规PI解耦控制器，采用基于模型参考自适应补偿的PI解耦控制方法可使燃气涡轮转速的最大调节时间缩短15%左右，超调量减少90%以上，动力涡轮转速的最大超调或下垂量减小60%以上，具有更高品质的动态控制效果、更优越的鲁棒性能与抗扰能力。

摘要：针对航空发动机等领域高性能压气机的发展需要,研究、构建并验证了一种压气机叶片三维反问题设计方法。该方法以叶片壁面压力分布作为目标参数,采用基于特征波理论的可穿透壁面边界条件计算匹配预设压力分布的流场,通过流线追踪求解目标叶片。根据叶片求解系统对流场参数的敏感性分析,提出采用重构独立型面求解网格和对预设压力分布添加松弛因子两种降低对流场计算精度依赖程度的措施,在几乎不增加计算资源需求和设计时间的前提下,提高了反问题设计系统的求解准确度。为检验反问题设计方法关键原理的正确性和降低设计误差措施的有效性,进行了多种算例验证,结果表明所构建的反问题设计方法可准确高效地实现轴流压气机叶片气动反问题设计。

摘要：为研究超声速可调进气道喉道调节过程中的内流结构及节流特性,设计了工作马赫数范围为0~4的超声速可调进气道,在来流马赫数为2.9的风洞中借助高速纹影观测系统和动态压力测量系统开展了试验研究。结果表明当内收缩比(ICR)为1.79时,进气道通流流场存在设计和非设计流态的内流双解现象。其中,在设计流态下进气道内通道中的波系结构正常建立;而在非设计流态下进气道内收缩段中存在局部分离诱导的复杂波系结构,导致其整体压升高于设计流态,并存在宽频、低频的小幅振荡。此外设计和非设计流态下进气道的下游节流性能相当,其临界堵塞度分别为42.4%和41.7%,临界压比分别为15.8和16.0。在两类流态的下游节流过程中扰动均以结尾斜激波串的形式向上游传播,且临界状态下激波串头波刚好位于喉道附近,但两类流态的结尾激波串在空间分布特征和振荡特性上均存在明显区别。

摘要：针对带侧向膨胀的三维矩形截面非对称喷管,提出了一种基于准二维特征线法的喷管设计方法,获得了基于准二维特征线法的非对称喷管设计程序.然后,根据给定的几种侧向膨胀规律,通过该设计方法获得了相应的非对称喷管构型,并将该构型与通过优化算法获得的最优构型进行了比较,结果表明:两种方法所设计的非对称喷管的上、下壁面型面基本重合,喷管壁面压力分布趋势基本一致,验证了准二维特征线法的可靠性.与最优构型的性能相比,该方法所设计的喷管构型,推力偏差低于0.60%,升力偏差低于8.07%,且该设计法将设计耗时由30.5h减少到2h,可方便地应用到带侧向膨胀喷管的初期设计中.

摘要：针对目前非对称喷管的设计方法上的缺陷,给出了通过指定壁面压力分布规律来反设计其膨胀面型线的方法,获得了膨胀面型线反设计程序,并结合优化算法寻找综合性能较好的喷管壁面压力分布.将采用该方法设计得到的喷管模型与最大推力喷管进行了对比研究.结果表明:在设计点,该喷管的推力系数比最大推力喷管只降低0.102%,而升力和俯仰力矩分别提升2.295%和15.774%.验证了设计思想的正确性,为非对称喷管的设计提供了一种高效的设计方法.

摘要：为了研究联焰板宽度对单凹腔驻涡燃烧室流线形态的影响,设计了一个带扩压器和内外机匣的单凹腔驻涡燃烧室,并在此基础上进行了常温、常压状态下的冷态流场试验,试验中设置联焰板宽度分别为40、30、20 mm。研究结果表明:在主流中心截面(PM)上,凹腔内存在双涡流动结构,主涡位于凹腔的中间位置,副涡位于主涡与主流之间;在联焰板中心截面(PA)上,不同的联焰板宽度会形成两种不同的流线形态,当联焰板宽度较宽时,凹腔内为单涡流动结构,仅存在主涡结构,主涡回流气流沿联焰板向火焰筒下壁面流动;当联焰板宽度较窄时,凹腔内为双涡流动结构,主流气流卷入联焰板后方。

摘要：在二元收扩(2D-CD)喷管设计参数对喷管气动性能影响研究的基础上,以获得尽可能高的喷管推力系数为目标,以喉道宽高比、喉道型面半径比、收敛半角和扩张半角为设计变量,对二元收扩喷管的流道型面进行了优化设计。设计过程中,利用正交试验设计方法确定初始样本点,建立喷管推力系数与设计参数间的Kriging代理模型,采用自适应模拟退火算法(ASA)对代理模型进行分析求解。结果表明,二元收扩喷管的优化型面参数为:喉道宽高比为6,喉道型面半径比为0.3,收敛半角为15°,扩张半角为5.64°,此时最大推力系数为0.978 47,流量系数为0.987 78.