摘要：针对短距/垂直起降战斗机高机动飞行的迫切需求及其矢量喷管机械结构复杂笨重的问题,提出了基于轴对称双喉道气动矢量喷管设计的双轴承旋转喷管,通过采用双轴承结构和双喉道气动矢量喷管相结合的方式,减少驱动结构,使喷管能更高效、轻便地实现短距/垂直起降,并且赋予了飞行器平飞模态高机动飞行的潜力。基于典型轴对称双喉道气动矢量喷管构型,开展了双轴承旋转喷管的型面设计和运动规律研究,利用数值模拟开展关键设计参数对喷管流场的影响研究,获得喷管的性能变化规律。结果表明,短距/垂直起降模态下,典型构型的双轴承旋转喷管推力矢量角最大可达108°,满足短距/垂直起降飞行器对喷管的要求。凹腔段的长短轴比值对喷管短距/垂直起降模态的性能影响较大,相同落压比条件下,长短轴比值越大,喷管的总推力系数越低,推力矢量角越大,并且推力矢量角最大差值达到41°。本文所提出的双轴承旋转喷管可为未来具备短距/垂直起降、高机动性能的飞行器动力系统提供一种新的解决方案。

摘要：在航空发动机硬件在环仿真试验中,压气机出口压力模拟是一个重要的环节。为模拟压气机失稳过程中的气流突变现象,需要设计一种高精度的压力模拟系统,通过该模拟系统生成真实压力信号为全权限数字发动机控制器提供准确的压力激励。根据开关阀特性提出多模式加速切换策略,设计加速驱动波形及生成方法,结合现场可编程门阵列模块精确输出加速波形,提高开关阀启闭速度;在传统三模式与五模式切换的基础上设计七模式切换方法,结合反步滑模控制方法提高控制精度并证明了控制系统的稳定性。研究结果表明:在稳态压力测试中最大平均超调量为1.25%,最大平均稳态误差为0.016 MPa;在随机阶跃响应试验与正弦跟踪试验中仅有低于0.02 MPa的平均误差;压力模拟方法可满足航空发动机硬件在环仿真试验的高精度压力模拟需求,低成本的实现精准模拟压力。

摘要：燃烧室出口温度分布不均匀会使涡轮叶片受到不均匀的热载荷,严重影响涡轮叶片的工作寿命。本文提出一种具有燃烧室出口温度分布预测功能的部件级模型建模方法,为燃烧室出口温度分布控制研究提供了仿真平台。以变循环发动机为研究对象,根据其设计点参数设计燃烧室三维模型,通过CFD数值模拟的方法,计算得到该燃烧室三维模型在地面不同工作状态下的燃烧室出口温度分布场,组成温度分布场训练数据集。提出基于Inception-反卷积网络的燃烧室出口温度分布场重建方法,基于该方法构建了燃烧室出口温度分布场预测模型。建立了适用于全包线、全状态,可以预测燃烧室出口温度分布场的部件级模型,与传统的部件级模型相比,该模型能够预测发动机在不同工作状态、不同包线点下的燃烧室出口温度分布场。结果表明:Inception-反卷积网络在训练集和测试集上的均方误差比常规反卷积降低11.83%和5.6%,比WGAN-GP降低87%和90%;部件级模型预测温度分布场和CFD仿真温度分布场的温度分布趋势基本一致;所提出的Inception-反卷积网络预测精度高于常规反卷积网络和WGAN-GP网络预测精度,在热斑处温度点误差更小,在亚声速巡航点(H=8 km,Ma=0.7),(H=8 km,Ma=0.9)和超声速巡航点(H=10 km,Ma=1.4),(H=10 km,Ma=1.6)时,Inception-反卷积网络预测温度分布场的平均温度误差分别为0.05 K,-1.38 K,-1.54 K和4.44 K,均方误差分别为6.7×10^(-4),1.9×10^(-4),3.0×10^(-4)和1.4×10-3,热斑温度误差分别为-3.91 K,-3.67 K,-5.34 K和0.85 K。

摘要：为了降低涡扇发动机末级涡轮的强红外辐射特征,设计了全遮挡导流支板(Fully Shielded Guiding Strut,FSGS)并进行了三种不同的红外抑制措施(低发射率材料、气膜冷却和综合抑制措施)研究,其中采用源项法对支板进行不同孔径下的气膜冷却仿真验证,得到了支板在采用气膜冷却后的红外辐射亮度图,揭示了各种抑制措施对气动及红外特性的影响规律,同时将本文方法与二元收扩(2D C-D)喷管进行对比分析了两者的优劣。结果表明:对支板单独采用低发射率材料时在0°观测方向排气系统积分红外辐射最大降低了35.38%;对支板单独采用气膜冷却可使支板表面温度明显降低,支板冷却效率为0.640时,在0°观测方向红外辐射强度降幅最大可达43.59%,且损失的气动性能较小;采用气膜冷却和低发射率材料综合抑制措施时,随着材料发射率的减小排气系统表征出的红外辐射强度反而增加。综合来看,气膜冷却在支板红外抑制时应优先考虑。同时二元喷管与本文方法各有利弊,在小角度和大角度下气膜冷却导流支板都能起到更好的抑制效果,但会损失更多的气动性能,同时结构更加复杂。

摘要：为了在涡扇发动机总体设计和系统仿真阶段对红外特征快速评估,针对小涵道比涡扇发动机典型的轴对称式排气系统结构,提出了一种红外特征预测方法,并基于部件级模型构建了排气系统红外辐射强度的简化物理模型,以及尾喷流红外辐射强度的支持向量机模型,应用这两种模型分析了热力循环参数对发动机红外特征的影响,在开启加力后发动机红外辐射强度将比巡航状态提升1~2个数量级;讨论了发动机红外特征在飞行包线内的变化规律,在等转速条件下,排气系统红外辐射强度在低空高速状态的峰值约为高空低速状态谷值的1.35倍;尾喷流红外辐射强度在低空低速状态的峰值约为高空高速状态谷值的15倍;对比了外涵道引气和压气机引气冷却中心锥的红外抑制方案,前者对排气系统红外辐射的抑制效果优于后者,且对发动机总体性能的影响较小;最后分析了发动机过渡态时红外特征的变化趋势,其中排气系统红外辐射强度随油门的响应速率显著滞后于尾喷流红外辐射。

摘要：为了提升航空发动机推重比,设计了一种耦合压气机出口导向器和涡轮进口导向器的一体化倾斜燃烧室方案,基于数值仿真方法对倾斜燃烧室与传统燃烧室分别开展数值仿真分析。结果表明:与传统燃烧室相比,本文设计的倾斜燃烧室能够保证在总压损失和燃烧效率基本不变、出口温度分布合理的情况下,将燃烧室火焰筒长度缩短29.26%;倾斜燃烧室内回流区周向宽度降低,回流量减少;倾斜燃烧室出口温度分布虽然合理,但温度分布均匀性下降;倾斜燃烧室出口截面的气流在周向上出现偏转以冲击涡轮工作叶片,气流偏转角呈现上下两端高、中间低的特点;燃烧态比冷态气流偏转角更小,冷态时出口气流发生33°~68°偏转,燃烧态时出口气流发生21°~38°偏转。

摘要：针对太阳能光热驱动CH_(4)/CO_(2)重整体系中自然聚光条件下高斯分布入射热流特性,采用有限容积法(FVM)建立二维CFD模型,耦合导热对流、非等温平衡、辐射传热与化学反应动力学等多物理模型,结合蒙特卡洛光线追迹进行光学模拟,系统研究聚光特性对前表面能流分布、温度场分布和组分分布的影响,以及前表面温差和太阳能-燃料转化效率之间的联系。在对孔隙尺度参数优化的基础上,将泡沫外形优化为抛物凹面的结构,可使前表面温差显著减小,温度不均匀性显著改善,泡沫反应器性能进一步提高。随着凹面深度h从5 mm增至12.5 mm时,前表面最大温差从481.2 K降至95.49 K。其中当h=12.5mm时太阳能-燃料转化效率达到最优值50.5%,与平面泡沫反应器相比提升20.4%。

摘要：太阳能驱动甲烷干重整转化技术可将CO_(2)和CH_(4)协同转化为燃料,是实现太阳能储存和CO_(2)减排的有效途径。多孔泡沫反应器因具有良好的热导率、较高的机械强度和气体渗透性,而成为太阳能驱动甲烷干重整转化技术规模化应用的研究热点。通过计算流体动力学模拟(CFD)研究了入口条件对反应器反应性能的影响。结果表明,入射总辐射量为130.8 W、入口流速为0.85 L/min时反应器反应性能最好,CH_(4)、CO_(2)转化率和光-燃料效率分别为79.73%、87.53%和37.03%。通过CFD耦合遗传算法(GA)对均匀多孔Ni泡沫反应器(简称“Ni泡沫反应器”)的孔结构与反应性能之间的关系进行了研究。结果表明,增大孔隙率可以在一定程度内提高Ni泡沫反应器的反应性能,而随着孔径的增大,反应性能先提高后降低,其中当孔隙率为0.93、孔径为1.72 mm时获得的Ni泡沫反应器(结构3)具有最优的反应性能,其CH_(4)、CO_(2)转化率和光-燃料效率分别为83.55%、89.53%和46.47%。之后提出两种双梯度渐变孔径Ni泡沫反应器的设计优化策略(分别为孔径轴向上由大变小、径向上由小变大渐变(结构1)和孔径轴向、径向上都由大到小渐变(结构2))。与结构3相比,结构1有助于辐射深入的同时保证中心区域温度更高,光-燃料效率为55.00%;结构2有助于太阳能的逐步吸收,进而提高温度均匀性,光-燃料效率为52.20%。

摘要：指尖密封具有一定的径向变形能力,从而适应转子的偏心、跳动、离心膨胀和热膨胀,但当转子的径向位移量超过指尖密封正常工作所允许的径向临界工作能力时,将导致密封发生严重的磨损并伴有大量摩擦生热,最终失效。本文建立了一套能够快速评估指尖密封径向临界工作能力的方法。首先针对圆弧型指尖密封,通过理论分析的方法建立了径向临界工作能力的计算模型;其次,开展了实验研究并利用试验数据修正和验证了计算模型;最后,分析了结构参数对径向临界工作能力影响的敏感度。研究结果表明:快速评估方法具有较高的计算精度,验证算例的最大误差约2.55%;指梁之间间隙宽度和指梁根圆直径两个结构参数对指尖密封径向临界工作能力的影响最为显著。

摘要：本文总结了国内外针对混合动力推进系统及飞机发展专门开发的数字化设计工具,归纳了其相应设计方法及特点。综合来看,为了满足混合动力飞机的设计需求,集成高精度电系统和热能管理系统模型,建立针对性的性能评估体系、飞机与发动机设计的数据耦合交互、研究设计与安全性分析相统一的建模方法、基于人工智能方法提高优化设计管理能力是目前面向其特点的关键发展方向,并为其后续的实验验证、适航条例制定等工程应用提供重要的技术支撑和设计依据。