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U9 CLOUD系统建设的经验分享与反思研究

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局部进气裂解油气向心涡轮气动设计与轴向力分析

现代经济信息 2024年第1期38卷 70-72页

作者：郝佳蕴中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所

本文以某制造企业为案例,探讨了云计算技术在财务管理领域的应用与价值创造.本文首先介绍了U9 CLOUD系统的特点和优势,然后分析了该企业引入U9 CLOUD系统后,如何实现财务管理的数字化、智能化和协同化,以及取得的成果.最后总结了该企业... 详细信息

本文以某制造企业为案例,探讨了云计算技术在财务管理领域的应用与价值创造.本文首先介绍了U9 CLOUD系统的特点和优势,然后分析了该企业引入U9 CLOUD系统后,如何实现财务管理的数字化、智能化和协同化,以及取得的成果.最后总结了该企业引入U9 CLOUD系统的经验以及对其他企业的启示.本文通过案例分析,探索和展示了U9 CLOUD系统在财务管理领域的应用和价值,以期对其他相关企业有所启发和帮助.

关键词：云计算技术 U9 CLOUD系统财务管理数字化智能化协同化

来源：博看期刊评论

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航空动力学报 2024年第3期39卷 127-138页

作者：王永杰徐国强于喜奎董苯思北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191 中国航空工业集团有限公司沈阳飞机设计研究所沈阳110035

从涡轮结构形式的角度探究了油气涡轮轴向力平衡问题。建立了半开式、开式与闭式3种局部进气裂解油气向心涡轮,通过数值仿真对比分析了设计工况下3种油气涡轮的气动性能与轴向力,并归纳总结了非设计工况下总轴向力随压比的变化规律。仿... 详细信息

从涡轮结构形式的角度探究了油气涡轮轴向力平衡问题。建立了半开式、开式与闭式3种局部进气裂解油气向心涡轮,通过数值仿真对比分析了设计工况下3种油气涡轮的气动性能与轴向力,并归纳总结了非设计工况下总轴向力随压比的变化规律。仿真结果表明:半开式、开式与闭式油气涡轮的总体气动性能相近但轴向力表现有明显的差别。当涡轮压比发生变化时,开式油气涡轮轴向力稳定性最好,半开式油气涡轮轴向力稳定性最差,闭式油气涡轮轴向力始终是3种油气涡轮中最小的。由结果分析可知,当涡轮压比低于3时,应避免选用半开式油气涡轮,而涡轮压比变化较大时,则宜采用开式油气涡轮,此外,在采用闭式油气涡轮时需要轴承预留足够的轴向载荷裕度。

关键词：局部进气油气涡轮向心涡轮轴向力涡轮发电

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叶尖间隙及转速增大对对转压气机非定常流场的影响研究

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航空动力学报 2024年

作者：刘波李敏张瑞辰茅晓晨西北工业大学动力与能源学院西北工业大学翼型叶栅空气动力学国家级重点实验室中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所

以两级轴流对转压气机（CRAC）为对象，研究了叶顶间隙耦合转速变化引起的流场非定常特性。在数值模拟结果的基础上，采用本征正交分解（POD）方法获取POD模态分布规律，进一步分析了近失速工况下叶顶间隙流场的流动特性。数值和FFT结... 详细信息

以两级轴流对转压气机（CRAC）为对象，研究了叶顶间隙耦合转速变化引起的流场非定常特性。在数值模拟结果的基础上，采用本征正交分解（POD）方法获取POD模态分布规律，进一步分析了近失速工况下叶顶间隙流场的流动特性。数值和FFT结果表明：随着叶尖间隙的增大，叶尖泄漏流增强，叶尖泄漏涡破碎加剧，引起的非定常波动范围增大，波动强度减弱；后排转子（R2）叶尖泄漏流波动频率提高；R2叶尖泄漏流溢出通道前缘并与相邻叶片前缘发生干涉是导致其前缘非定常性突增的原因。POD分析验证了上述的结论，并揭示了叶表静压波动区域产生的原因，还发现叶尖间隙增大导致前排转子（R1）的三维流场主导模态结构减小，R1高阶模态结构沿径向向叶根方向迁移。随着转速增大，上游转子对下游转子的干涉也随之增大。

关键词：对转压气机叶尖间隙转速叶尖泄漏流非定常流动 POD方法

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舱室噪声主动控制系统布放优化与试验研究

振动工程学报 2024年

作者：石利权梁宁远周国成车昭兵李善军靳国永哈尔滨工程大学动力与能源工程学院中国航空工业空气动力研究院空气动力噪声及其控制黑龙江省重点实验室中国船舶集团有限公司系统工程研究院

直升机舱室噪声对舱内人员的环境舒适度和安全性有极大的负面影响。针对应用于舱室噪声主动控制系统的电声器件布放问题，本文基于带精英策略的非支配排序遗传算法，对舱室封闭空间声场进行空间离散化处理，进一步将电声器件数量寻优、... 详细信息

直升机舱室噪声对舱内人员的环境舒适度和安全性有极大的负面影响。针对应用于舱室噪声主动控制系统的电声器件布放问题，本文基于带精英策略的非支配排序遗传算法，对舱室封闭空间声场进行空间离散化处理，进一步将电声器件数量寻优、位置寻优，次级声源发声强度寻优问题转化为组合优化问题，以测点处声压平方和为控制目标，将多目标进化算法与主动控制方法相结合，对系统的电声器件布放进行寻优求解。综合考虑降噪系统的复杂性与可行性以及舱室内部空间的有限性，选择控制系统次级声源与误差传声器为4通道配置。独立重复多次运行寻优程序，统计出电声器件最常出现的位置，并在此基础上进行了计算机仿真。最后在实际模拟舱室中开展了试验，结果表明：寻优结果可使舱内人员坐姿头部高度处降噪量最高达到24.9 dB，全局降噪量达到19.4 dB。

关键词：舱室噪声有源噪声控制多目标优化非支配排序遗传算法电声器件仿真及试验

板翅式换热器传递函数动态模型及参数确定方法

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北京航空航天大学学报 2024年第1期50卷 154-162页

作者：梁兴壮黄志远艾凤明袁振伟汪箭中国科学技术大学火灾科学国家重点实验室合肥230026 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所沈阳110035

飞机综合环控/热管理系统迫切需要建立快捷高效的换热器动态仿真模型,以满足先进控制系统设计需求。基于此,针对板翅式换热器动态模型,提出一种包含2个延迟环节和4个一阶惯性环节的传递函数矩阵形式,并从换热器机理模型出发,利用拉普拉... 详细信息

飞机综合环控/热管理系统迫切需要建立快捷高效的换热器动态仿真模型,以满足先进控制系统设计需求。基于此,针对板翅式换热器动态模型,提出一种包含2个延迟环节和4个一阶惯性环节的传递函数矩阵形式,并从换热器机理模型出发,利用拉普拉斯变换推导模型中4个时间常数的计算公式,提出基于换热器效率的传热热阻计算关系式的辨识方法,解决了主要模型参数设置难题。以板翅式换热器为研究对象,在Simulink仿真平台搭建其传递函数动态模型,并与AMESim仿真平台搭建的机理模型进行对比分析,结果显示:2种模型所得空气和冷却水出口温度分别随入口温度和质量流量阶跃变化的动态响应曲线吻合很好,其中,4种工况空气和冷却水出口温度最大稳态偏差分别为0.034℃和0.029℃,当冷却水入口质量流量阶跃变化时,空气出口温度动态响应相对偏差最大,为9.27%,当空气入口质量流量阶跃变化时,冷却水出口温度动态响应相对偏差最大,为7.03%。

关键词：换热器动态模型传递函数矩阵时间常数传热热阻

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基于气候实验室的民机整机发动机低温启动实验

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航空动力学报 2024年第2期39卷 235-247页

作者：马建军吴敬涛杜文辉王嘉玺都亚鹏中国航空工业集团有限公司中国飞机强度研究所全尺寸飞机结构静力/疲劳航空科技重点实验室西安710065

为解决在密闭大型气候实验室极端低温环境下,进行民机整机发动机低温启动实验带来的强扰动和安全性问题,基于实验室现有能力条件,从发动机尾气排放和极端低温空气补偿两方面开展了民机整机发动机低温启动实验技术研究。对于发动机尾气排... 详细信息

为解决在密闭大型气候实验室极端低温环境下,进行民机整机发动机低温启动实验带来的强扰动和安全性问题,基于实验室现有能力条件,从发动机尾气排放和极端低温空气补偿两方面开展了民机整机发动机低温启动实验技术研究。对于发动机尾气排放,提出了针对大涵道比涡扇发动机的尾气“分割排放”概念和排放质量流量预估方法,降低了从实验室排放的低温空气质量流量。对于空气补偿,采用液氮作为冷源将实验室外常温空气冷却至极端-50℃低温并持续补充进实验室,补偿排放损失、维持实验室内低温环境稳定和室内外压力平衡,保障实验安全。基于该项技术,在国内首次成功实施了民机整机-40℃发动机低温启动适航符合性实验,实验结果表明:飞机低温冷浸时间10 h,实验全过程室内温度波动在±3℃以内;与常温下相比发动机启动功能和性能无明显衰减。该项实验的成功为其他民机在实验室内开展发动机低温启动实验和相关适航标准规范的制定提供了实践依据和技术储备。

关键词：气候实验室民机整机冷浸透大涵道比涡扇发动机低温启动

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高超声速飞行器结构/气动/推力耦合动力学建模方法

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空气动力学学报 2024年

作者：王高瞻谢长川刘晨宇程杰中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所北京航空航天大学航空科学与工程学院

高超声速飞行器采用细长体布局和推进-机体一体化设计，并大量使用轻质材料、薄壁结构。这些因素造成推进系统与气动力、结构变形之间存在严重的相互影响，带来特殊的推力-气动弹性耦合问题。针对此类问题，开展一体化动力学建模与分析... 详细信息

高超声速飞行器采用细长体布局和推进-机体一体化设计，并大量使用轻质材料、薄壁结构。这些因素造成推进系统与气动力、结构变形之间存在严重的相互影响，带来特殊的推力-气动弹性耦合问题。针对此类问题，开展一体化动力学建模与分析方法研究，首先基于飞行力学小扰动理论建立动力学方程，并引入当地流活塞理论显式气动力模型、模态法结构变形模型和准一维超燃冲压发动机模型等兼顾分析精度和效率的子学科模型，最终提出了一种结构-气动-推力耦合的吸气式高超声速飞行器动力学建模方法。采用此方法针对类似X-43的典型高超声速飞行器二维模型算例进行动力学稳定性分析，分析推力及弹性耦合对算例飞行器动力学特性产生的影响，并对关键耦合参数进行变参分析。分析结果验证了建模方法的可行性，并证明了推力-气动弹性耦合对算例飞行器动力学特性的特殊影响，其中推力耦合会显著降低长周期稳定性，弹性耦合会略微增加短周期稳定性，而舵偏振动耦合则会显著降低短周期稳定性。

关键词：高超声速飞行器气动弹性动力学建模推力耦合超燃冲压发动机

WiseCFD V2023:一种基于开放架构的CFD软件验证与确认应用支持平台

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航空学报 2024年

作者：李立梁益华杨永武君胜西北工业大学计算机学院中国航空工业集团公司西安航空计算技术研究所预研部

验证与确认(V&V)是确保CFD软件及其模拟结果可信度最重要和最基础的活动。通过建立流程化、自动化的软件平台支持CFD软件验证、确认和可信度评价工作开展,有助于减少人为操作错误、大幅提高验证与确认的工作效率。从第一个版本的WiseCF... 详细信息

验证与确认(V&V)是确保CFD软件及其模拟结果可信度最重要和最基础的活动。通过建立流程化、自动化的软件平台支持CFD软件验证、确认和可信度评价工作开展,有助于减少人为操作错误、大幅提高验证与确认的工作效率。从第一个版本的WiseCFD平台2004年发布以来,针对如何建立开放的CFD软件可信度评估框架,开展过很多尝试。本文着重介绍一种基于Web和开放架构思路实现的新一代CFD软件验证与确认应用支持平台,WiseCFD V2023。从系统工作流程、软件架构、核心功能模块组成等方面进行介绍,并对平台关键技术及实现进行论述。通过以CFD软件可信度评价指标体系为理论指导,辅以标准化的验证和确认数据库建设,并采用CFD数据及软件接口标准化技术,打通底层工具链和数据链,该平台突破了针对不同类型CFD软件的开放集成、针对不同类型计算作业的开放工作流定义、基于评价指标的不同类型验证、确认和可信度评价任务的开放定义、开放的底层支持验证和确认数据库、自动化验证和确认等关键技术,构建了一套自动化的、面向专业CFD软件验证、确认和可信度综合评价的基础软件框架。具体实现采用三层B/S软件架构,并基于微服务、容器化以及容器编排等云原生技术进行构建,便于平台的创建和部署。针对典型工程CFD软件开展的验证、确认和可信度评价场景应用示范,证实本文构建验证与确认应用支持平台的可行性和有效性。

关键词：可信度验证与确认可信度评价指标开放架构计算空气动力学(CFD)

基于IDDES数值模拟的双发螺旋桨相位控制降噪研究

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航空动力学报 2024年

作者：何慧娴王跃宋文萍韩忠华刘松曹德松西北工业大学航空学院飞行器基础布局全国重点实验室空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室中国航空工业集团有限公司惠阳航空螺旋桨有限责任公司

螺旋桨相位控制技术是一种有效的涡桨飞机主动控制降噪方法。目前，针对该技术的研究主要依赖于理论分析和试验研究，这些方法在揭示流场细节和理解降噪机理方面存在一定的局限性。采用改进延迟分离涡模拟（IDDES）结合FW-H方程的声类... 详细信息

螺旋桨相位控制技术是一种有效的涡桨飞机主动控制降噪方法。目前，针对该技术的研究主要依赖于理论分析和试验研究，这些方法在揭示流场细节和理解降噪机理方面存在一定的局限性。采用改进延迟分离涡模拟（IDDES）结合FW-H方程的声类比方法，对某型涡桨飞机的双桨缩比模型开展了相位控制降噪研究，详细分析了不同相角差对双螺旋桨系统降噪性能的影响，并深入探讨了螺旋桨相位控制的流动机理。研究结果表明，本文采用的数值方法能够有效模拟双发螺旋桨的相位控制降噪效果。通过调整螺旋桨间相角差，在特定观测点实现了噪声水平的显著降低。以双桨桨盘平面的桨轴连线中点为例，当相角差设置为30°时，相较于0°相角差，该观测点的总声压级降低了15.37dB。该点处压力和密度脉动幅值显著减小，显示出高压区与低压区干涉相消的典型相位控制降噪特征。桨盘平面的压力脉动和密度脉动分布呈现涡旋花瓣状的辐射特征。进一步分析表明，随着双桨间相角差的增加，双桨中心连线中点处的厚度噪声和载荷噪声分量先减少后增加，在相角差为30°时达到最小值。

关键词：相位控制降噪双发螺旋桨 IDDES数值模拟 FW-H声类比相角差流动机理分析