摘要:针对航空发动机薄壁结构热声疲劳问题，采用耦合的有限元/边界元法，对GH188薄壁结构进行动力学响应计算，采用改进的雨流计数法和Morrow平均应力模型，结合Miner线性累积损伤理论对薄壁结构疲劳寿命进行了预估。基于高温行波管试验器开展了GH188薄壁结构高温声激振疲劳试验研究，获取了薄壁结构在不同温度和声载荷作用下的模态频率、应力/应变响应和疲劳寿命结果。仿真计算结果与试验结果对比分析表明：数值仿真对结构破坏位置判断准确，破坏位置均为结构根部，结构1阶热模态频率具有一致性，误差0.49%~2.09%之间，X方向应力响应峰值集中在基频附近，随温度升高，结构发生软化刚度下降，响应峰值向左发生偏移，且预测水平与试验一致，误差在1%~3%之间，验证了薄壁结构热声响应计算方法与计算模型的准确性。结构疲劳寿命随温度和声压级的上升而均呈现下降趋势，疲劳破坏时间的预估值与试验结果在一个量级之内，误差在3~3.5倍之间，满足工程级寿命预测要求，验证了薄壁结构热声疲劳寿命预估方法的有效性。

摘要:介绍了发动机静电监测技术的原理，对静电监测信号的复杂噪声成分和类型进行分析，总结了以往经典去噪方法的不足。针对静电信号复杂噪声滤除问题，提出了一种基于稀疏分解理论的静电信号去噪方法。分析了基于稀疏分解的静电信号去噪方法流程；以所构建仿真信号和实测试车静电信号作为分析对象，利用所提方法进行了去噪分析与实例验证，并与其他经典方法的去噪效果进行了对比。结果表明：基于稀疏分解的静电信号去噪方法具有很高的灵活性，能对信号背景中包含的高斯白噪声以及工频干扰噪声能够进行有效地去除，同时能够对于有用脉冲信号的成分进行保留，针对复杂静电信号去噪问题具有良好的应用效果。

摘要:为了研究周向加肋机匣对整机振动的抑制机理,采用有限元法建立了加肋机匣-支承-转子耦合结构,结合振动功率流法分析了在转子不平衡激励作用下周向加肋机匣中的振动能量传递机理。 结果表明：机匣周向加肋筋诱导出的能量涡流场能够分流和耗散掉部分由转子传递至机匣的振动能量；机匣周向加肋筋改变了振动能量的传递路径,减小了机匣与支板连接处振动能量的回流现象；振动能量传递到机匣周向加肋筋后发生传递波波形的转换,携带大部分振动能量的弯曲波转换为纵波并沿加肋筋周向传递,阻断振动能量沿轴向传递至整机其他部位。 研究结果可为航空发动机结构设计以及整机减振提供参考。

摘要:通过模态仿真和模态试验技术分别对某型号TC4钛合金宽弦风扇叶片的振动特性进行研究。采用ANSYS-APDL软件对风扇叶片模型进行模态仿真分析。根据风扇叶片的坎贝尔图以及不同模态的振型分布，识别风扇叶片的弯扭振型。风扇叶片不同转速不同模态下的转速裕度和频率裕度分析显示：第1阶弯曲模态在红线转速下的转速裕度和频率裕度超过20%，表明风扇叶片满足共振裕度要求。在三轴向振动台上利用扫描式激光测振仪，采用敲击法和随机带宽激励的方法测量叶片的响应，分析了风扇叶片不同模态的冲击响应特性和多轴响应特性，发现风扇叶片在周向和轴向激励下的响应以低阶弯曲模态为主，而在径向激励下的响应以扭转和复合模态为主，不同激励位置不同模态的响应特性与风扇叶片的振型息息相关。

摘要:给出了几种典型拉-扭加载路径在新定义主坐标系下的π平面投影路径,并基于π平面投影路径提出了一种新的多轴疲劳损伤参量；考虑材料多轴加载的非比例附加强化效应,提出了一种非比例附加强化系数的预测方法和非比例度的定义方法；进一步考虑缺口试样多轴加载下的拉-扭应力梯度分布,结合有限元弹性分析的结果,提出了一种考虑多轴效应的等效应力梯度因子,从而发展了一种新的考虑应力梯度影响的多轴缺口疲劳寿命预测模型,并选用GH4169合金650℃下的多轴缺口疲劳试验结果对所提出的寿命模型进行验证。结果表明：①所提出的多轴疲劳损伤参量有明确的物理意义,不仅适用于多轴疲劳,也适用于单轴疲劳；②所提出的等效应力梯度因子仅需通过弹性有限元分析确定,适合工程实际应用；③新的寿命预测模型对GH4169材料多轴缺口疲劳试验的寿命预测结果较好,基本位于2倍分散带以内。

摘要:针对典型弹性空腔声振耦合高速风洞试验问题，基于风洞试验相似原理，以典型弹性空腔为实例，采用量纲分析法建立了完全几何相似模型固有频率和频率响应的相似关系；结合结构有限元理论，通过引入完全几何相似模型作为过渡模型，建立了厚度畸变缩比模型固有频率和频率响应的相似关系；开展了缩比弹性空腔模型的固有频率及动力学响应的数值仿真。根据缩比模型的计算结果，利用已建立的相似关系对全尺寸模型的动力学响应进行预测，结果表明：预测响应曲线与实际计算结果曲线基本重合，验证了提出的缩比空腔模型固有频率及频响相似关系的可行性，为基于动力学相似的缩比弹性空腔风洞试验模型设计和声振耦合试验提供理论指导，且该相似关系的分析方法可推广应用于复杂外形薄壁结构的动力学相似关系建立中。

摘要:为了推进替代燃料的多元化,扩大航空燃料的组分分布。以标准航空煤油为基准,研究了柴油和高沸点费托油对燃烧室贫油熄火边界的影响。实验采用单头部燃烧室,通过改变燃烧室进出口压力,研究其熄火边界的变化规律,并分析了其与理化性质和组成的关联关系。结果显示在220kPa的出口压力下,航空煤油的熄火性能略优于另外两种燃油,高沸点费托油相比航空煤油熄火边界窄5%,而在140kPa的低压条件下,高沸点费托油的熄火边界相比航空煤油拓宽了8%。分析得到整体上低沸点烷烃和直链烷烃的熄火性能较好。

摘要:为研究水雾对火箭点火超压的抑制效果，采用平面波跨介质传播理论分析水雾对点火超压的抑制机理，得到了影响水雾抑制点火超压效果的主要因子。进而，数值研究各因子对抑制效果的影响规律，分析了在满足火箭安全发射条件下各因子的取值范围。最后，利用均匀试验设计方法设计数值计算的参数水平，采用回归分析方法得到了抑制效果与影响因子之间的参数化模型，并进行了抑制效果的优化研究。结果表明影响点火超压抑制效果的主要因子有：水滴直径、水雾体积分数和水雾层厚度。受水滴直径影响，水雾对点火超压有2种不同的抑制机理。此外，当影响因子在一定阈值内变化时，点火超压抑制效果与影响因子之间存在参数化模型，且置信概率不小于95%。

摘要:为了研究某型发动机泵后供应系统的动力学特性，对全尺寸的氧泵后供应系统在中、高频范围内开展了水力激振试验。试验数据表明：供应系统的谐振特性被激发起来。在试验条件下，可以清晰地辨识出泵后供应系统的前4阶谐振频率和振型。第1阶谐振频率响应幅值最高，第2阶和第3阶相当，响应幅值次之，第4阶响应幅值再次之。在外界扰动下，该发动机泵后供应系统能够较容易地达到流体谐振状态，当外界扰动频率接近其谐振频率时，供应系统沿程脉动压力出现了明显的共振波形。在不同的谐振频率下，喷前腔位置均为压力振荡的波节位置，也即为流量振荡的波腹位置。

摘要:设计了接头球半径为8cm的柔性接头及其增强件环向应力电测系统，测试了不同燃烧室压强和摆角条件下增强件的环向应力，并与现有经验公式、有限元分析结果进行了对比，基于有限元分析研究了接头球半径变化对增强件环向压缩应力的影响，提出了新的接头球半径在6~10cm范围内增强件环向压缩应力估算公式，另外研究了喷管喉径对柔性接头结构应力的影响，讨论了冷试容器压强和热试车发动机燃烧室压强换算公式的适用性。结果表明：增强件环向压缩应力试验测试结果和有限元计算结果吻合较好，现有增强件环向压缩应力经验公式估算结果值得商榷，柔性接头冷试结构应力与热试结构应力是不同的，冷试容器压强和热试车发动机燃烧室压强换算公式对于增强件环向压缩应力是适用的，但是对弹性件切应力不适用。

摘要:为了准确高效评估液体火箭发动机推力室身部再生冷却通道的结构可靠性,建立了基于有限元热结构耦合计算的结构可靠性仿真流程。考虑发动机干扰因素、身部结构尺寸及内外壁材料性能的随机性,利用Monte Carlo(MC)仿真和Epps-Pulley(EP)检验确定危险点的等效应力分布,根据基于参数估计区间的应力-强度干涉模型及点估计下限和Lindstrom-Maddens(L-M)法,确定冷却通道结构可靠度置信下限,并进行参数敏感性分析。结果表明:该结构可靠性仿真能够确定内壁失效的危险点,得到工程上更具实用价值的可靠度置信下限；外壁的强度裕度远大于内壁,冷却通道的结构可靠性取决于内壁；提高推力室燃烧效率或选用导热率稍低,而强度更高的内壁材料,是提高冷却通道结构可靠性的有效途径。

摘要:为研究液体火箭发动机的液膜冷却，建立了液膜模型。考虑核心气流与液膜间的对流传热，辐射传热以及壁面与液膜的对流传热分析传热量，由液膜的卷吸和液膜的蒸发计算传质，并由气液界面和液固界面的摩擦力分析流动情况。在400N小发动机内流场数值模拟中采用了该液膜模型，计算得到的壁面温度分布与试验结果符合较好，表明该模型是合理可行的。改变发动机燃烧室半径和圆筒段长度，将数值模拟结果对比分析发现：在一定范围内随着半径和圆筒段长度的增加，液膜长度减小，室壁温度升高，冷却效果变差。研究结果可为发动机的设计提供参考。

摘要:建立了气液两相介质单脉冲激光支持爆轰波的数值模型，结合光船边界条件，数值模拟爆轰波及其周围流场的演化过程，分析温度、压力、速度场在爆轰波发生时的变化特性和演化形态。研究表明：有无光船边界在30μs前爆轰波发展趋势基本一致。激光作用结束后，焦点范围处温度压力均达到最大，速度继续上升达到最大后逐渐衰减。温度最大值一直在焦点附近，压力最大值则是在激光作用时出现在中心处，激光作用结束后，转移到波阵面上，而速度最大值发生在冲击波波阵面上。光船模型中，冲击波会与壁面发生耦合作用，冲击波的反射与叠加作用使最大温度中心会向外偏移，压力和速度会在壁面与冲击波边沿接触面的两侧处达到最大值，向内侧逐渐减小。

摘要:提出了一种旋流喷嘴，即圆孔内径设有四条螺旋槽道的类螺纹孔喷嘴。实验对比研究了同一螺旋角下三类旋流喷嘴(插件、内置扭转带、导叶片)与螺纹孔喷嘴在雷诺数为6000、12000下靶面传热特性。分析了各喷嘴对应的气源室压力与流量系数。实验结果表明，螺纹孔喷嘴在靶面的中心区保持了高的传热效率，驻点努塞尔数比其他三种喷嘴高出29.7%~43.3%，当射流空间受限时(半封闭空间)所有喷嘴的努塞尔数下降了40%~60%，内置插件喷嘴下降幅度最大；另外，四种旋流喷嘴中，内置插件喷嘴的气源腔室压力最大，比最小的螺纹孔喷嘴高出一个数量级还多，压力损失系数的分析表明螺纹孔喷嘴的压力损失系数最小，仅是内置插件喷嘴的1/4左右，且雷诺数增大一倍，内置插件喷嘴的压力损失系数平均下降14%，下降幅度最大。

摘要:针对燃烧室不同温度下燃气组成的不同,提出建立不同燃气模型以推算燃气温度的两种计算方法。基于物质守恒、化学平衡和能量守恒原理建立温度计算方程,根据能量守恒方程的不同表达形式给出平均比定压热容法和焓值法,同时给出两种求解非线性方程组的数学解法:三变量迭代法和牛顿法,并采用VB(Visual Basic)编制燃气分析测试程序实现温度算法。列举计算实例比较两种算法的区别,结果显示：随着油气比的增加,两种计算方法得到的燃气温度相差越大,考虑热离解的高温算法结果更小,原因在于燃气中离解组分的摩尔分数随着温度升高而增加,燃烧实际放热量减小,导致燃气温度减小,所以当燃气温度较高时建议采用高温算法更符合实际燃烧情况。

摘要:为提高两级脉冲爆震发动机工作的可靠性，探寻强化凹面腔内激波聚焦起爆爆震波的方法，通过数值模拟，采用氢气作为燃料、空气作为氧化剂，探讨了3种凹面腔气流出口型面及出口面积对激波聚焦起爆的影响。结果表明：采用垂直出口壁面有助于提高凹面腔内的激波聚焦起爆压力和温度，使起爆时刻提前，随着出口面积的减小，激波聚焦峰值压力有较大的提高；但效果不如垂直壁面，随着倾斜壁面出口面积减小，起爆点的压力和温度只有小幅度增加，起爆时刻基本无变化；采用弧形出口壁面，不能对向凹面腔底部传播的激波产生反射强化作用，不能有效起爆爆震波。对比3种出口壁面型面，垂直壁面能更有利于凹面腔内的能量聚集，强化激波聚焦起爆爆震波。

摘要:为了探究当量比对甲烷-空气连续旋转爆轰燃烧室（CRDC）特性的影响，利用二维可压缩欧拉方程对CRDC进行了数值研究，分析了爆轰波的发展过程和贫燃熄火过程，对比了不同工况下CRDC特性参数的变化情况。结果表明：CRDC起爆后燃烧场在由不稳定状态到相对稳定状态的过程中发生了2次碰撞，当进气当量比较低时，CRDC未能完全发生2次碰撞过程就已经熄爆。随着进气当量比的降低，爆轰波传播速度、轴向平均速度、出口平均温度、出口平均总压均呈下降趋势；增压比随当量比降低而减小的根本原因在于旋转爆轰燃烧过程和等压燃烧过程的熵增差减小，使吉布斯自由能增量差减小。CRDC的燃料驻留时间处于亚毫秒量级，燃烧热效率保持在99%以上。

摘要:针对短距离内的激波聚焦起爆问题,设计了一种激波聚焦火焰聚心起爆结构,通过数值模拟方法对该结构内部流场变化进行研究。结果表明:加速区是火焰失稳加速的重要区域；聚焦区能量汇聚造成局部爆炸是燃烧转爆轰加速的关键因素,且该区域内由于几何结构形成的卷吸涡能够增强聚焦并阻碍激波回传入加速区；稳燃区主要实现爆轰波从过驱状态到稳定爆轰状态的过渡区。确定中心轴线上温度、压力波动是由于聚焦腔聚焦作用造成的,而爆轰波锋面温度压力变化是由于三波点运动造成。

摘要:为了更准确地模拟旋转整流罩积冰过程，在现有三维积冰与冰层表面薄水膜流动耦合模型基础上，基于功平衡分析的方法引入了旋转部件表面水膜脱离模型，并发展了相应的计算方法，给出了水膜脱离的判定依据：当气流曳力做的功和由于离心力使水膜增加的潜能之和大于黏附功时整流罩表面的水膜会发生脱离。对旋转整流罩积冰进行数值模拟，计算结果与实验结果吻合得较好，验证了该模型的合理性和计算方法的可行性。之后分析了转速和来流速度对整流罩表面水膜脱离和积冰的影响，结果表明：转速和来流速度越大，水膜发生脱离的比例越大。在研究范围内，转速为3000r/min和6000r/min时，因水膜脱离导致积冰总量分别减少13.4%和15.8%；来流速度为40、50m/s和60m/s时，因水膜脱离导致积冰总量分别减少为12.2%、13.4%、14.2%。

摘要:在小样本且概率分布未知条件下，提出模糊等价关系和自助最大熵模型，并通过变异概率分析滚动轴承振动性能变异过程。对滚动轴承振动加速度原始数据分组得到样本，选定本征样本，计算各样本间的模糊等价系数；运用自助最大熵模型建立各样本的概率密度函数，通过交集法得到各样本相对于本征样本的变异概率，建立模糊等价系数和变异概率的关系曲线以实现对变异过程的监控；通过仿真和实验案例验证了所提模型的可行性和正确性。实验结果表明：随着磨损直径的逐渐增大，变异概率曲线呈“躺椅状”非线性上升趋势，对应滚动轴承磨损的3个阶段，即初级磨合阶段、正常性能退化阶段和性能恶化阶段。

摘要:考虑到高速滚动轴承中热弹流润滑效应的影响，提出一种人工智能方法进行航空轴承疲劳可靠性分析。通过带交叉项的二次多项式近似拟合温度场效应，并将热应力映射到滚动轴承赫兹接触区内，完成热弹流润滑效应下航空轴承接触应力分析模型的建立，同时考虑热弹流润滑效应、材料属性以及疲劳强度修正系数的随机性，运用人工神经网络法完成热弹流润滑效应下航空滚动轴承疲劳可靠性分析。采用遗传算法完成最小可靠性指标寻优和惩罚函数最佳设计点。基于改进的一次二阶矩法完成可靠性灵敏度分析。数值算例表明，所建立的可靠性分析模型能正确反映热弹流润滑效应对航空轴承接触疲劳的影响。与传统的Monte Carlo法相比，两种计算结果的失效概率之差为2.0×10-4，相对误差为23.8%，而所提方法耗时只有蒙特卡洛方法的0.15%，具有良好的全局搜索能力和高效的计算性能。

摘要:针对变分模态分解需要人为设定模态数量以及在强噪声情况下容易造成分解错误的问题，提出了依据功率谱密度极值点自适应确定模态数量与中心频率的参数自适应变分模态分解方法，通过信号仿真分析验证了方法的有效性。基于参数自适应变分模态分解提出了一种行星齿轮箱故障诊断方法，应用于行星齿轮箱第2级太阳轮裂纹的故障诊断，行星齿轮箱传动实验台的试验结果表明：该方法能实现振动信号准确分解，有效提取和辨别出故障特征频率，实现了在强背景噪声和微弱故障信号情况下对第2级太阳轮裂纹故障的准确诊断。

摘要:为了研究非轴对称端壁对低速风机二次流动的影响机理,本文在某单级低速轴流风机的静子轮毂采用了非轴对称端壁(CEW)造型,并利用三维数值模拟软件进行了数值分析。结果表明:100%设计转速下工作点的等熵效率和总压升系数均有所提高,且在小流量点的提升幅度大于大流量点；其中风机峰值效率点的等熵效率提升了1.27%,总压升系数提高了2.97%；非轴对称端壁通过型面变化来改变局部的压力梯度,其中近吸力面凹槽使得流向逆压梯度(APG)减弱,而近叶栅通道出口的端壁凸包可以提高其前方压力,抑制横向流动的发展,这两种型面均有利于抑制角区分离。对该非轴对称端壁凹槽结构的径向深度幅值进行了对比分析,发现其存在一个约为静子根部弦长5.73%的最佳深度。

摘要:采用大涡模拟(large eddy simulation,LES)方法计算动叶尾迹对静叶干扰的流场信息。利用涡量分布揭示动叶尾迹在静叶通道内的演化过程,利用压力梯度识别激波结构及波振源,运用动力学模态分解(dynamic mode decomposition,DMD)方法对静叶通道内流场的时空结构进行模态分解。结果表明:流场中存在3处波振源,分别位于动叶尾缘、静叶前缘和静叶尾缘处；发现静叶通道内流场的频谱具有多峰值现象,模态分解的第1阶流动代表动叶尾迹在通道内随时间迁移,对应频率为动叶通过频率(blade passing frequency,BPF)是通道内旋涡非定常波动的主导频率；第2阶流动是动叶通过频率的2倍频流动,旋涡的空间尺度为1阶模态的1/2,为更小尺度的扰动。

摘要:针对航空发动机排气温度高精度测试的需求,采用流热耦合的数值模拟方法研究了某型屏蔽式热电偶在马赫数为0.2、0.3、0.4、0.5、0.6五种工况下的速度误差、导热误差、辐射误差的大小和变化趋势,以及偶丝长径比、屏蔽罩进出口面积比对屏蔽式热电偶稳态误差的影响规律。结果表明：在马赫数小于0.3工况下,辐射误差占总误差的比例最高；而在马赫数为0.6工况下,导热误差成为影响测温精度的最主要因素；合理地增加偶丝长径比能显著地降低导热误差,减小进出口面积比值会使速度误差增大辐射误差减少；因此,存在最佳的进出口面积比使得总稳态误差最小。最后选取了偶丝长径比为12,屏蔽罩进出口面积比为6对原屏蔽式热电偶进行了改型设计,使该屏蔽式热电偶的总稳态误差降低50%以上。

摘要:以内外涵混合排气喷管为研究对象，建立了控制体与喷管网格模型的映射关系，通过控制点运动实现了喷管内、外涵双层壁面与网格同步、大曲率变形，并应用优化拉丁超立方设计（OLDH）方法创建了实验样本点。在此基础上，利用Isight软件驱动网格自由变形(FFD)模块和CFD仿真模块完成了所有样本点计算。结果表明：通过优选设计仿真结果，喷管推力系数提高0.6%，总压损失降低0.6%。对优选造型采用多段线+圆弧的方式进行了几何特征提取，获得的参数化造型与优选造型性能接近，具有一定的工程实用价值。

摘要:针对状态评估过程中如何对燃气轮机性能参数进行折合从而消除环境温度和环境压力的影响问题，提出一种基于经验的方法，利用对环境温度（或环境压力）回归直线的斜率、环境温度（或环境压力）均值和被折合参数均值确定折合指数，对某参数进行折合。实例分析表明：与常规折合法相比，经验折合法能更有效消除环境温度和环境压力的影响。性能参数的经验折合值与环境温度和环境压力的相关系数均接近0，更能反映燃气轮机本身的状态变化趋势，便于开展状态评估。

摘要:建立了考虑旋翼桨叶形状、桨叶片数、桨距和转速等因素的等效桨盘模型,该模型中桨叶对气流的作用被等效为时间平均的源项添加到控制方程中,并通过两个算例验证了模型的有效性。对V-22倾转旋翼机飞机模式高速巡航状态下的全机三维流场进行了数值模拟,分析了旋翼流场特征,定量给出了滑流对气动力系数的影响量。计算结果表明：旋翼滑流明显改变了机翼表面的压力分布,使全机升力系数增大,最大升力系数增量为4.6%；0°迎角下滑流使阻力系数减小了29%,而4°迎角后,滑流使得阻力系数增大,在14°时增量达到了32%；俯仰力矩系数的变化量为4.6%。进一步研究发现,滑流对平尾下表面压力系数分布产生较大影响,而对垂尾影响则较小。