摘要:在高温校准风洞上,对测量航空发动机燃烧室出口温度气冷式和非气冷式这两种形式的高温热电偶进行校准,确定了高温热电偶的辐射修正系数.校准实验结果表明:高温热电偶的辐射误差随气流速度和压力的增加而降低,而且气流温度与航空发动机机匣壁面温度的温差越大,辐射误差也越大.比较两种结构形式的高温热电偶,非冷却式高温热电偶的测量误差比气冷式高温热电偶的相对较小.

摘要:为对3种不同冷却结构形式的三头部燃烧室冷却效果做出评定,采用K型铠装热电偶和示温漆技术同时对燃烧室3种火焰筒的表面温度进行试验测试研究.试验结果表明:有限的热电偶只能测试局部的火焰筒温度,难以全面反映燃烧室火焰筒冷却效果;示温漆测试技术能有效的区分出燃烧室火焰筒壁面温度及显示温度场分布,示温漆等温线判读精度可达±10℃,为燃烧室3种火焰筒冷却结构效果的评定提供了数据支撑.

摘要:为了获得带斜孔肋大宽高比矩形通道的强化传热特性,并寻求最佳的孔排倾斜角度,调节孔排倾斜角度和通道雷诺数,使其分别在0°~30°和3×10⁴~9×10⁴范围内变化,通过数值计算系统分析了通道摩擦因数和带肋壁努塞尔数等参数的变化规律.研究发现:相比于常规肋片,新型斜孔肋有效改善了肋片后方紧邻肋片的局部区域的壁面换热,并降低通道的摩擦因数,但传热增强因子有所减小;随着孔排倾斜角度的增大,通道的相对摩擦因子单调升高,传热增强因子则呈现出先升高后降低的变化过程,因此存在着最优孔排倾斜角度为15°,此时斜孔肋的强化传热综合指标达到最大值;随着通道雷诺数的增大,斜孔肋通道的摩擦因数小幅减小,换热则逐渐增强.

摘要:基于Fletcher成核理论及均质-非均质凝结双流体模型,讨论了电荷作用对凝结流动的影响,结果表明:有无电荷影响时,成核率计算公式精度均较高,流场参数的计算结果与实验结果吻合良好,相对误差不超过5%,表明所建的均质-非均质凝结双流体模型具有较高精度.不带电时,加入颗粒半径为5nm颗粒前后流场过冷度差别较小,加入颗粒半径分别为8nm和10nm颗粒后过冷度峰值虽分别降低2K和7K,但均导致自发凝结向下游迁移.当颗粒带电荷量为Q=1e,加入颗粒半径为5nm颗粒情况下对减小成核自由能障、增加非均质成核率的作用最为明显,这一作用在颗粒半径为8nm时较弱,颗粒半径为10nm情况下最弱.当带电量增加至Q=3e时,加入颗粒半径分别为5nm和8nm颗粒情况下峰值过冷度与均质凝结相比分别下降10K和6K,且较明显地抑制了自发凝结发生.

摘要:在喷孔上游放置涡流发生器(VG),采用纳米粒子平面激光散射系统(NPLS)和粒子图像测速(PIV)技术对5种构型的VG诱导横向射流的流场进行了观测,提取其穿透深度并进行对比,结果表明在喷孔上游放置VG使射流穿透深度提高了30%~60%.对VG构型的几何参数、射流/来流动压比及VG流向位置等变量进行敏感性分析,表明射流/来流动压比对射流穿透深度的促进作用最大.根据目标函数进行了优化设计,表明当VG半锥角为36°、坡度为6°、VG尾缘与喷孔中心无量纲距离为38.8、射流/来流动压比为10.6时,无量纲穿透深度存在最优值12.68.

摘要:为进一步提高燃气轮机叶顶区域的气膜冷却效率,在叶顶模型结构上对4种叶顶冷却结构的流动和传热进行了数值模拟,结果显示带有盖板的水平喷流结构能够有效地提高叶顶区域的气膜冷却效率,对于圆孔,可以将气膜冷却效率提高至原来的2倍以上.通过流场的分析发现:水平喷流结构可以调整冷却工质的流动,使得冷却工质的贴壁性更好、分布更加均匀,进而提高气膜冷却效率.此外还研究了间隙宽度、盖板尾缘厚度、盖度和整流栅对水平喷流结构气膜冷却效率的影响.结果表明:增加盖度和减小间隙宽度可以提高气膜冷却效率,但是盖度和间隙宽度的选取受到了强度、工艺和冷却工质入口压力等因素的限制.水平盖板结构的冷却效果比倾斜盖板结构的好.整流栅足够长时可以调整流动、提高气膜冷却效率.

摘要:为了在涡扇发动机总体设计阶段,建立红外辐射特征预测模型,通过计算流体动力学方法研究涡扇发动机排气系统进口总温总压对其喷流无量纲温度分布规律的影响,得到适合涡扇发动机总体设计阶段使用的计算喷流中心线上温度分布的经验公式.结果表明:喷流中心线上相同无量纲温度对应的无量纲距离与涡扇发动机排气系统内外涵进口总压、外涵总温成正比与内涵总温成反比.总结出的涡扇发动机喷流中心线上温度分布的计算经验公式与数值计算结果吻合较好.

摘要:为了分析旋流杯下游流场结构对航空燃气轮机燃烧室性能影响的作用,利用PIV(激光粒子测速仪)技术,在常温常压下对双旋流杯下游冷态流场进行测试,研究进口雷诺数对双旋流杯下游回流区的影响.试验结果表明:当进口雷诺数较低时,下游流场结构为收扩型;当进口雷诺数增大到25000后,流场结构变为扩张型;之后继续增加进口雷诺数,回流区流场结构不再改变,但回流区内的无量纲回流速度会随之增加.

摘要:运用计算流体力学/红外辐射(CFD/IR)的数值模拟方法,以涡扇发动机排气系统为原型,对中心锥表面气膜冷却方案进行了数值研究,并揭示了中心锥冷却对红外辐射特征的作用效果.研究表明:气膜冷却中心锥可有效降低中心锥表面的温度,抑制排气系统在0°~15°范围内的红外辐射.在所研究的诸多方案中,与无冷却的涡扇排气系统相比,中心锥表面温度可以降低282K,0°方向上可降低总体红外辐射约57%.

摘要:实验研究了表面粗糙度对PACKD-A低压涡轮叶型损失及附面层特性的影响.实验分别在定常来流与非定常条件下进行,非定常条件下的上游尾迹通过运动的圆棒来模拟.粗糙叶片通过在光洁叶片表面切槽,埋入砂纸制作成型.叶型损失与吸力面载荷使用气动探针与壁面静压孔结合压差传感器来测量,附面层流场使用热线探针来测量.结果表明:覆盖5.2%吸力面弦长(起始于44.3%吸力面弦长,终止于49.5%吸力面弦长),粗糙高度为8.82μm的控制方案在非定常条件下效果最佳,该方案可在整个考察雷诺数范围内(3×10⁴~12×10⁴)降低叶型损失;覆盖19.5%吸力面弦长(起始于30%吸力面弦长,终止于49.5%吸力面弦长),粗糙高度为20.91μm的控制方案在定常条件下效果最佳,该方案可在低雷诺数范围内(小于8×10⁴)降低叶型损失、扩大叶型正常工作雷诺数范围,但在高雷诺数下(大于8×10⁴),却带来了一定的额外损失.

摘要:为了进一步揭示吸力面小翼在不同叶尖间隙条件下的影响机理,开展了有/无吸力面小翼的压气机叶栅变间隙特性实验.结果表明:与无间隙叶栅相比,叶尖相对间隙为1%时引入的泄漏流可以有效抑制叶片吸力面/端壁角区三维分离的产生,叶栅总损失和气动堵塞程度最低,此时为研究的4种间隙工况中的最佳间隙工况.吸力面小翼在此间隙下降低了泄漏涡强度的同时使通道涡增强,叶片吸力面重新出现了三维分离流动,叶栅总损失和堵塞程度均有所增加.在叶尖相对间隙为2%和3%时,带吸力面小翼叶栅中叶尖分离涡增强,主导叶尖区流动的泄漏涡强度减弱,两种间隙下叶栅总损失系数分别降低了8.9%和12.5%,堵塞系数分别降低了6.9%和6.3%.在研究的3种非零间隙条件下吸力面小翼降低了叶栅气动损失对叶尖间隙变化的敏感性,减弱了叶尖泄漏涡造成的叶栅出口气流角的欠偏转/过偏转程度.

摘要:选择NASA Rotor 37跨声转子作为原型叶片,在叶片90%展高以上通过移动叶型基元的弦向位置构造叶尖掠特征,共有包括原型转子、2个前掠转子和2个后掠转子等5种不同叶型几何的算例.利用数值模拟软件计算得到5种转子的总体特性并获得三维流场.结果表明:叶尖前掠减小了叶片尖部进口的平均攻角,而后掠则使攻角增大.引入周向平均无黏动量方程,计算出由周向平均所产生的周向不均匀源项及径向平衡方程的各项数值,并对比其在5个转子进口的分布规律及其与攻角变化之间的关联.通过改变进口的流动平衡,叶尖前掠使轴向速度增大、周向速度减小,进而使得攻角减小;后掠则在叶尖起到了相反的效应.采用这种准三维方法研究了叶片掠对叶片进口流场的影响.

摘要:采用降维的方法考察了倾对某单排叶片进口流场的影响,利用进口流场的变化解释了倾改善端壁流动的机理.通过推导周向平均的Navier-Stokes(N-S)方程得到了周向不均匀源项的表达形式.在均匀来流条件下,周向不均匀源项的径向和周向分量在叶片通道前已经存在,表征了进口流场周向不均匀性的强弱.通过对不同倾叶栅模型的三维数值计算和周向平均后处理发现,倾会改变叶片通道进口周向不均匀源项的大小和分布,引发进口气流的径向迁移,其中正倾使进口气流有从叶根到叶尖的迁移趋势,从而可以改善端壁的流动,负倾的作用与之相反.来流马赫数、叶片稠度和安装角等气动设计参数也会对倾叶片进口周向不均匀源项产生影响,过高的来流马赫数和过大的安装角均不利于体现倾对进口流场的作用效果.

摘要:为了深入研究高负荷压气机的失稳机制,明确失稳先兆局部喘振现象的发生机理,总结了某跨声压气机在均匀进气不同工作转速下失稳过程的实验结果,继而对其在进气畸变条件的失稳过程开展实验和数值研究.结果发现:在均匀进气条件下,局部喘振在低转速时并未发生,而发生于高转速情况下,推断局部喘振的发生与压气机叶根区域的相对高负荷有关.随后在高转速下降低叶根负荷,则局部喘振现象不再发生;而在低转速下升高叶根负荷,则局部喘振现象发生.所以得出结论,压气机叶根相对高负荷确实为局部喘振的发生条件.对于所研究的压气机,如果近失速点叶根扩散因子超过0.6,则会发生局部喘振现象.

摘要:在低压涡轮内部上游周期性扫过的尾迹是下游叶片排内最重要的非定常扰动源,会对边界层的失稳和转捩过程产生决定性的影响.在施加低压涡轮负荷分布的平板上,采用热线对雷诺数为130000工况下,有/无尾迹作用时分离剪切层中的速度波动进行了测量.通过对比两种工况下分离剪切层中的扰动发展,分析了尾迹对分离泡稳定性的影响.结果表明:在无尾迹来流工况下,扰动在分离泡前部的增长符合线性不稳定机制,扰动增长至饱和后非线性机制开始起作用.主导分离剪切层的失稳过程的为K-H(Kelvin-Helmholtz)无黏不稳定机制.尾迹与分离剪切层的相互作用产生的扰动的增长在分离泡前部同样满足线性不稳定机制.尾迹加速了分离剪切层的失稳转捩进程,从而抑制了分离.

摘要:采用大涡模拟与声类比的方法研究了尾缘锯齿对涡轮叶栅噪声的影响.设计了两种不同的尾缘锯齿,对比了Re=3.3×10⁵(基于叶片弦长与叶栅出口速度)下两种不同结构锯齿尾缘叶栅与直尾缘叶栅的声功率.结果表明:尾缘锯齿可以降低叶片吸力面边界层分离噪声约5dB,降低尾缘涡脱落噪声约10dB.进一步的研究表明,尾缘锯齿可以降低叶片尾缘附近表面的压力脉动幅值约50%,将展向相关尺度较大的涡破碎成展向相关尺度较小的涡,并消除尾缘脱落涡,这三者的综合作用使噪声得到降低.

摘要:针对大型水陆两栖飞机的使用特点和指标要求,以原型机翼为基础,重点开展机翼附面层控制增升装置设计技术研究,设计了附面层控制的吹气襟翼方案.采用计算流体动力学方法作为初步设计的评估手段,全面分析评估了设计方案的气动力特性和流场结构,最后通过风洞试验验证了该方案的增升效果.结果显示该设计方案在较宽的吹气动量系数范围内,最大升力系数均有不同程度的增幅,在吹气动量系数约为0.2左右时,获得最大的升力系数增量约为1.0,按照原型机的滑流影响规律推算,当采用吹气襟翼的主动流动控制方案后,起降速度能下降约30%,达到了设计指标.

摘要:为提升某低速风洞大角度扩散段静压恢复性能,降低总压损失至分流隔板的水平,采用计算流体动力学(CFD)方法对该扩散段不同设计方案进行了模拟.采用阻尼网能有效抑制分离,阻尼网布置位置和开孔率对大角度扩散段内的流动状态和总压损失有很大影响.使用直线壁面扩散时,由于扩散角过大,第1层阻尼网对抑制大角度扩散段入口分离效果很弱,总压损失无法达到预期设定指标.采用三次曲线壁面扩散时,总压损失明显降低,小于预期指标,但存在小范围的分离.分级扩散能有效降低总压损失,按照最大静压恢复设计的分级扩散段,避免了入口的气流分离,能大幅度降低总压损失.对分级扩散的进一步研究表明,按照最大静压恢复设计的第1级扩散段扩散角已达到上限,为抑制第3级扩散段的分离,缩短第2级扩散段,减小第3级扩散段扩散角的方法是合理的.通过对不同方案流态的比较得出了最佳的参数匹配,总压损失指标达到了设计要求.因此采用数值模拟能够获得最佳的大角度扩散段设计结果.

摘要:通过求解三维雷诺平均的Navier-Stokes(N-S)方程,获得了某大型运输机降落滑跑过程中,在不同滑跑速度下的反推气流扰流流场细节.单台发动机反推气流扰流流场的计算结果表明,在任何状态下,反推气流都不会被发动机重新吸入.飞机/发动机一体化计算结果表明:随着相对来流马赫数的减小,反推气流被发动机重新吸入的可能性不断增大.当相对来流马赫数减小到0.1时,反推气流会被外侧发动机重新吸入,此时,发动机进口截面出现了明显的流场畸变,周向稳态总压畸变指数增加明显.当相对来流马赫数减小到0.05时,两台发动机都会吸入反推气流.当相对来流马赫数减小到0时,反推气流没有被重新吸入发动机,但是反推气流会干扰吸入发动机的自由流,降低自由流的总压,从而也会造成发动机进口的流场畸变.

摘要:为简化气动噪声预测中复杂边界的网格处理,采用计算气动声学(CAA)方法与浸入式边界方法(IBM)相结合数值求解气动噪声预测所需的伴随格林函数.根据伴随格林函数的基本形式,文中设计了特定的圆柱声散射算例,并将数值结果与解析解对比,分析该方法的计算精度,验证了该方法在复杂几何边界条件下伴随格林函数求解中的适用性.最后应用该方法求解了考虑吊挂安装效应的锯齿型喷管喷流剪切层内的伴随格林函数.结果表明:由于喷流剪切层的散射效应,伴随格林函数在喷流内分布不均匀,最大值比最小值高出3倍以上,反映了喷流内不同区域声源对远场噪声贡献的差别,降噪设计可以重点考虑降低格林函数较大区域的声源强度以达到降低噪声的目的.

摘要:完成了基于Kane方法的直升机-柔性绳索-吊挂系统的动力学建模.通过运动学描述,将系统分为直升机本体、吊挂绳索和吊挂载荷三部分.直升机本体为六自由度刚体;吊挂绳索模拟为集中质点模型,质点间用弹簧连接;吊挂载荷模拟为三自由度质点.考虑重力、气动力和弹性力的影响,建立直升机-吊挂系统的Kane动力学方程.针对直升机本体和考虑吊挂绳索柔性的直升机-柔性绳索-吊挂系统这两种模型,计算了它们在不同前飞速度下的配平状态,分析了其运动模态并进行对比.仿真结果表明:外吊挂引入后,直升机需要额外的总距操纵;考虑吊挂绳索柔性后,直升机长周期运动的收敛/发散速度变慢;Kane方法适用于直升机-柔性绳索-吊挂系统的动力学建模,方程整齐简洁,编程求解方便.

摘要:基于相似理论提出一种通过变指数因子计算航空发动机风扇换算转速的改进方法.收集不同公司的某型航空发动机的巡航数据建立数据样本.采用支持向量回归机方法建立指数因子与大气温度的数学模型并利用遗传算法对模型参数进行寻优,进而得到由风扇指示转速和大气温度计算风扇换算转速的变指数因子模型.使用该模型对样本数据进行计算,并把结果与定指数因子方法求解的风扇换算转速进行对比,对改进算法与定指数法换算结果进行了误差分析.结果表明:改进后的变指数因子模型计算的航空发动机风扇换算转速具有更高的精度,同时具有良好的推广泛化性能,该方法是航空发动机风扇换算转速的一种有效算法,在航空发动机性能预测也具有实际的指导意义.

摘要:提出一种分散迁移优化算法(DMOM),可实现多峰值优化问题的全局最优解搜索.该算法通过随机选择参考粒子,不断迁移搜索自身所处区域峰值点,再通过分散操作排除局部最优点,重新生成新个体,可快速搜索到全局最优区域.将DMOM应用于航空发动机性能寻优控制仿真,结果表明:在最小油耗和最低涡轮温度模式下, DMOM的寻优速度相比遗传算法(GA)和粒子群算法(PSO)提高了2倍以上;同时DMOM的优化精度相比自组织迁移算法(SOMA)提高了60%以上,相比可行性序列二次规划(FSQP)算法提高了20%以上.验证了DMOM相比其他优化算法有更强的跳出局部最优的能力,在航空发动机最小油耗和最低涡轮温度这类多峰值寻优问题中具有明显的优势.

摘要:针对处理涡轴发动机控制系统传感器故障诊断问题时有着良好性能的未知输入观测器展开研究,分析了与系统建模误差相关的干扰矩阵对未知输入观测器观测出的系统状态准确度的影响,提出了一种基于全阶状态观测器的涡轴发动机系统模型干扰矩阵的估算方法,该方法对某一固定工况下的干扰矩阵估算十分准确,使得根据此干扰矩阵设计出的未知输入观测器可以完全不受系统建模误差的影响.在此基础上,又给出了一种适应于更广泛工况范围的干扰矩阵近似方法,使得变工况下的未知输入观测器一样不受建模误差的影响.仿真结果表明:基于该方法估算出的干扰分布矩阵可以保证观测器具有良好的性能,在变工况下对发动机输出量估计残差的二范数不大于2.

摘要:提出了基于自适应微分进化-极端学习机(ADE-ELM)求解平衡方程的高精度涡轴发动机实时部件级模型建立方法.基于牛顿-拉夫逊(N-R)迭代模型,以迭代计算前模型平衡方程残差为输入,迭代收敛后平衡方程猜值修正量为输出,训练极端学习机,并采用自适应微分进化(ADE)算法优化极端学习机(ELM)参数,提高猜值修正量映射精度.ADE算法中采用sigmoid型自适应缩放因子,提高了微分进化算法的寻优能力.在涡轴发动机不同飞行状态下的测试结果表明,以N-R迭代算法模型为基准,基于ADE-ELM的发动机模型,最大建模误差约为一次通过算法的1/3,运算耗时约为一次通过算法的1/3,验证了算法的有效性.

摘要:基于乏信息失效数据,提出了机械产品可靠性的最大熵评估模型.根据可靠性经验值公式,获得失效数据的可靠性经验值向量,并逆推出离散失效频率向量即获得统计直方图;基于区间映射的牛顿迭代方法获得具有最大熵的概率密度函数,对其积分获得失效概率分布函数,进而得到可靠性估计真值函数.仿真案例和试验案例研究证明该方法可以很好地评估已知分布的可靠性并有效地解决只有失效数据而没有概率分布任何先验信息的可靠性评估问题.在寿命给定时,最大熵方法获得的可靠性取值与已知分布获得的可靠性取值之间的差值非常小仅为3.40%.

摘要:考虑了行星架微位移、时变啮合刚度、旋转阻尼和构件自重,建立了行星传动系统动力学微分方程.利用多领域工程系统建模、分析与优化语言Modelica进行求解,分析了各主要构件支撑刚度对行星传动系统均载特性的影响.研究结果表明:刚性支撑条件下,较小的系统误差都将引起行星轮间载荷分配严重不均匀.一个或者多个构件的支撑刚度小于10⁷N/m时系统能获得较好的均载效果.在构件支撑刚度敏感区间,随着该构件支撑刚度的增大,系统均载性能将迅速恶化.多个构件支撑刚度减小时,系统的均载效果比单个构件支撑刚度减小要好.改变其中某个行星轮的支撑刚度会使载荷在行星轮间重新分配,降低某个行星轮的支撑刚度,其分配的载荷减小.

摘要:针对齿轮振动可靠性分析时计算量大、计算精度低等问题,提出一种基于降维可视化技术和Kriging模型的可靠性分析方法.通过Monte Carlo法生成抽样点,采用降维可视化技术将多维空间降至二维极特征空间,通过Kriging模型预测失效域与安全域的分界线,在预测分界线时,借助Kriging非线性预测和误差分析的特性,通过一种主动学习选点的方式建立Kriging预测模型,来提高样本点的利用率.通过齿轮振动可靠性的算例表明:相比于传统的降维可视化技术,调用极限状态函数由975次减少为149次,计算时间由12400s减小为1810s,可靠度与100000次Monte Carlo模拟计算结果基本吻合一致,验证了该算法的正确性和有效性.

摘要:针对小展弦比压气机转子叶片特点,在能量法计算基础上提出了两种颤振评判方法,即首先利用结构动力学分析结果对叶片频率分离度、振型和共振进行分析,判断某压气机小展弦比转子叶片存在高阶耦合颤振的可能;然后将结构动力学得到的振动位移插值到气动网格上,进行三维非定常黏性流场计算,得到非定常气动功,判断叶片是否存在失速颤振的可能.最后综合利用两部分分析结果和试验及断口分析情况,综合给出该小展弦比压气机叶片因失速颤振和耦合颤振共同作用,导致叶片在短时间内出现了裂纹.

摘要:通过试验的方法研究了双马来酰亚胺树脂浇注体及碳纤维增强树脂基复合材料单向层合板在不同温度下的静态力学性能,并讨论了温度对材料力学行为的影响,最后对材料断口形貌进行了分析.试验结果表明:纯树脂浇注体拉伸、压缩性能受温度影响比较明显,且拉、压性能不同.对于拉伸性能,相对室温均值(20℃),160℃环境下模量均值及强度均值降幅分别为31.73%,44.71%,200℃时又分别下降了21.15%,20.37%;对于压缩性能,相对室温均值,160℃下模量及强度均值分别下降了26.67%,44.40%,而200℃时继续下降了6.66%,12.40%.层合板的纵向拉伸性能受温度影响较小,在200℃内,纵向模量与强度最大变幅分别为2.82%和2.53%,且材料断口从室温下的"毛刷"状变为了沿轴向劈断.材料的横向及面内剪切性能受温度影响较大,且应力-应变曲线存在明显非线性,但横向试件断口平整、面内剪切试件无明显紧缩现象,即均表现为脆性断裂特征.另外,相对室温均值,在160℃时,横向及面内切变模量分别下降约32.96%,41.25%,强度分别下降约15.83%,30.96%;在200℃时,横向及面内剪切性能继续下降,模量降幅为16.83%,22.52%,强度降幅12.24%,11.01%.

摘要:基于Zilliac的三区假设,建立了贮箱液相自增压供应模型,使用Peng-Robinson状态方程进行模型推导,并建立了自增压实验系统进行模型验证.研究结果表明:自增压过程中,贮箱饱和温度介于气相和液相温度之间,且更加接近于液相温度.模型能够较好地模拟贮箱压力和液相温度的变化,然而气相区域由于温度分层的存在使得集总参数模拟误差较大,故需要采用气相区域具有更多节点的集总参数模型进行模拟.