摘要:采用结冰风洞实验方法，在0.3m×0.2m结冰风洞第二实验段对圆柱模型的结冰/除冰过程进行了气动参数测量实验。建立了电加热圆柱模型和适合低温高湿环境的五分量外式微量天平，获得了结冰气象环境下圆柱模型结冰/除冰过程的气动力/力矩随时间的变化规律。喷雾对载荷和动压的影响可以忽略，单位时间内模型受到喷雾的最大水平力、最大动压增量分别为0.6%和0.2%。基于结冰风洞低温高湿环境的测力实验技术可以捕捉结冰/除冰过程的气动力/力矩变化。结冰过程中，圆柱模型阻力系数随时间不断增大，呈现出近似线性增长趋势，而升力系数、俯仰力矩系数、偏航力矩系数、滚转力矩系数的变化可忽略不计。除冰过程中，前缘冰壳滑动改变了姿态，会造成阻力系数、偏航力矩系数、滚转力矩系数等迅速变化，其对气动性能的影响难以预测。

摘要:对超声速气流中的非预混乙烯燃料扩散点火过程进行了试验研究，采用高速摄影、纹影技术获得了点火过程的火焰成功传播与失效图像和激波动态演化过程。基于点火前喷注混合流场的NPLS（纳米粒子散射）、PIV（粒子图像测速）试验数据和大涡模拟结果对影响点火结果的关键因素进行了研究，分析了点火过程的燃料分布、回流区尺寸、激波串作用、气动壅塞效应等关键流动特征对火焰传播过程和点火失效模式之间的影响关系。研究结果表明，点火过程的激波串前移过程会对燃料的分布造成影响，并进而影响凹腔内的燃料质量分数分布；凹腔角回流区是初始火焰形成的关键区域，点火能量在该区域累积建立凹腔角回流区火焰后，分别扩展形成凹腔驻留火焰，并向下游输运、掺混燃烧，建立预燃激波串，形成点火过程的正向压力反馈；凹腔内燃料分布受喷注位置、喷注压力的影响，采用凹腔内主动喷注的方法能够主动调节凹腔内的燃料分布，有助于初始火核的形成，能有效避免点火过程中由于压力反馈对燃料分布影响造成的熄火现象。

摘要:对竖直上升圆管内超临界压力航空煤油的不稳定流动开展了实验研究。考察了管内壁温度、质量流量、出口温度、进出口压差等参数随时间的振荡情况,阐述了不稳定流动的诱发原因和反馈机制,建立了不稳定流动临界热负荷的预测关系式。结果表明：不稳定流动工况中发现了管内壁温度和进出口压差的异常波动。边界层发展过程中传热恶化形成类气膜是不稳定流动的诱因,存在两种类型的反馈机制：一方面,类膜态沸腾和类核态沸腾交替引发恶化换热和强化换热,导致热力不稳定；另一方面,压力扰动出现声波,压缩波使类气膜厚度减小且传热改善,膨胀波使类气膜厚度增大且传热变差,导致声波不稳定。两种反馈机制的综合作用形成热声振荡现象。

摘要:应用ANSYS CFX对矩形微通道中的流动进行了数值研究。通过与实验数据的对比检验了层流模型、γ-Reθt转捩模型和剪切应力输运模型在微通道流动转捩模拟中的适用性，并在此基础上探究了微通道长径比以及截面宽高比对临界雷诺数的影响。结果表明：3种模型中，只有γ-Reθt转捩模型捕捉到了转捩的趋势，并较为准确地捕捉到了临界雷诺数。当微通道的长径比不小于200，进口段对整体流动特性产生的影响可以忽略。当微通道的当量直径和长径比一定，宽高比由1增加到5时，临界雷诺数呈逐渐增长趋势。

摘要:在可调振幅的正弦波声场作用下，以甲烷-氢混合气预混钝体火焰为实验对象，通过火焰传递函数表征整个燃烧系统的燃烧不稳定性特征，借助CH基自发荧光图像描述火焰锋面运动及演化过程，研究了在声激励下不同当量比（0.8、1.0、1.2）下氢气体积分数的变化（0、10%、20%）对火焰燃烧不稳定的影响。结果表明: 对于当量比为0.8和1.0的预混火焰，氢气的加入使得火焰传递函数幅值增大，热释放波动变大，整体火焰的不稳定性增强；对于当量比为1.2的富燃预混火焰，随着氢气体积分数的增加，火焰传递函数幅值先减小后增加，火焰稳定性较强。

摘要:为考虑喷嘴内部湍流运动对燃油雾化和火焰浮起长度的影响,将喷嘴内部的湍流流动以权重的形式加入初次破碎模型中,并对二次破碎模型进行了修正。建立了完整的燃油雾化和燃烧的数学模型。通过与实验数据对比来验证燃油雾化模型的准确性,并讨论了喷嘴内湍流运动对燃油雾化过程的影响。结果表明,湍流运动会加快液滴破碎和蒸发的速率,从而减小燃油蒸气贯穿距。火焰浮起长度的计算采用本文建立的燃油雾化模型,成功计算了火焰浮起长度随氧气体积分数、气体密度、气体温度和入射压力变化的规律。同时发现在不同气体密度和氧气体积分数的工况下,喷嘴内部湍流运动对火焰浮起长度的影响基本保持不变,分别为9%和13%；入射压力和气体温度的升高会导致喷嘴内部湍流对火焰浮起长度的影响逐渐变大。

摘要:为研究热力学效应对低温流体非定常空化流动的影响,以液氢为研究对象,采用大涡模拟计算了热力学和等温条件下液氢绕回转体的非定常空化流动。计算结果表明：热力学效应延长了液氢的空化周期,增强了空化的非定常特性,抑制了空化的发展。热力学条件下的空泡团内部包含更细、更小的气泡,呈现出多孔质特征,且使整个流域存在1.5K左右的温度波动。通过旋涡运动分析发现,热力学效应使旋涡结构由空穴交界面向空穴内部移动。基于涡量传输方程分析了热力学和等温条件下空穴和旋涡的交互作用,发现在热力学条件下,旋涡伸长项的作用位置主要位于空穴前端和尾端的交界面处,旋涡扩张项和斜压扭矩项主要位于空穴内部；在等温条件下,旋涡伸长项和旋涡扩张项主要位于空穴上方交界面处,斜压扭矩项主要位于空穴尾端。

摘要:为研究微型燃烧室蒸发管的雾化蒸发性能，试验研究了进气温度、气油比（AFR）、管壁温度和进口空气流速对燃油蒸发率的影响。试验结果表明：进气温度和进口空气流速是影响蒸发效率的两个主要因素；当气油比减小到3.0时，管内两相流型由膜态沸腾向过渡态沸腾转变，该状态下燃油与管壁的换热效率最低。蒸发管数值仿真引入离散相模型（DPM）和液滴碰壁飞溅模型，蒸发效率计算结果与试验数据呈现相同趋势。在此基础上研究了气动参数对燃油雾化的影响。计算结果表明，进口空气流速的提高可以改善燃油雾化细度，但不利于液滴分布的均匀性，索太尔平均直径（SMD）与进口空气流速的-1.69次方成正比。

摘要:对适航规章关注的喘振和吸雨、吸雹等特殊运行环境安全问题中，航空发动机非线性气动热力模型建立方法开展需求分析及其进展综述。在分析发动机动态特性和过渡态仿真方法基础上，提炼了民用大型航空发动机喘振、吸雨和吸雹仿真的气动热力建模要素。分析认为:相对于容积动力学和传热动力学，转子动力学是发动机最重要的动态特性；流量法仿真精度更高，容积法更适宜于描述发动机高频特性；符合性验证仿真建模可在基于部件匹配的气动热力模型基础上，纳入喘振、吸雨、吸雹的模型要素。分析结果可支持基于试验数据和服役数据进行仿真工具的开发。

摘要:采用试验方法测量了悬停和过渡状态倾转旋翼机旋翼/机翼气动干扰特性，部分揭示了干扰流动的机理。基于3D-PIV(particle image velocimetry)技术的流场测量结果，发现大总距状态相对于小总距时倾转旋翼下洗流收缩更为剧烈，并有更强烈的卷起涡；揭示了“喷泉效应”的产生机理，受旋翼诱导作用的影响，“喷泉”中心的位置会随着总距和间距的改变而发生显著变化。测量了不同构型及状态参数对倾转旋翼/机翼之间气动干扰影响，发现减小垂直或水平距离均可使倾转旋翼升力有所增大，但将会增加机翼受到的旋翼下洗载荷。进行了该构型过渡状态气动干扰特性试验，获得旋翼、机翼综合气动特性与机翼攻角之间的影响关系，在较大机翼攻角时，将会加强对旋翼下洗流的阻碍作用，对旋翼起到类似“地面效应”的增升效果，但该现象随着机翼的偏转不断削弱；机翼升力随机翼段攻角增加呈现出先增大后减小的趋势。

摘要:提出了航空发动机砂尘吸入物静电监测的仿真实验方法，实验以软件ANSYS电磁场分析模块建立有限元模型为基础，模拟不同粒径、荷质比、运动速度及质量浓度情况下砂尘吸入物的静电感应信号，并分别从时域与频域对感应电荷与电压信号进行分析，研究砂尘吸入物的粒径及其他宏观参数与静电监测信号之间的关系，建立用以表征砂尘颗粒粒径大小的特征指标。基于IDMS(进气监测系统)感应电压信号功率谱密度分布建立了特征向量，并以其曼哈顿距离与欧氏距离作为特征指标表征砂尘颗粒粒径大小。经仿真实验验证：特征指标与砂尘粒径呈正相关，且不受砂尘吸入物运动速度及荷质比变化的影响，但受砂尘吸入物质量浓度影响。进一步研究将利用质量浓度对特征指标进行修正，并开展验证实验。

摘要:为评估脉冲风洞一体化飞行器的测力精度，根据脉冲风洞测力系统特点，对其进行简化，建立其动力学方程，并获得其动态脉冲响应衰减函数；分析测力系统输出信号变化规律，对其进行傅里叶变换，获得系统振动主频，并运用神经网络、梯度下降法对天平信号进行准确拟合，预测了测力信号的趋势值；对多次试验结果进行了信号拟合和趋势预测，获得了天平测力的精度。结果表明:该方法能够准确预测天平稳定输出结果，且当天平输出信号达到4个周期时，测力精度能够达到97%以上。

摘要:采用混合方法对气流作用下的膨胀腔的非稳态流动和气动噪声进了数值仿真分析。建立基于有限体积法的流体仿真模型，采用大涡模拟方法对膨胀腔内部非稳态流动进行计算。数值仿真结果捕捉到了腔体内部非稳态流动以及涡量的发展变化过程，并与实验观测结果基本吻合。采用积分插值的方法将流场结果插入声学网格上，基于气动声学理论计算腔体内部的流噪声源。建立声学仿真模型，将流噪声源导入声场网格中计算远场响应点的声压，并与实验结果进行对比，声压级以及共振频率都吻合良好。结果表明：混合仿真方法准确直观揭示出管内流噪声产生的机理和过程，尾管辐射噪声的仿真结果与实验结果及理论计算结果的偏差都在5%以内。

摘要:建立了基于部件低转速特性匹配的串联式涡轮基组合循环（TBCC）发动机风车冲压模态性能计算模型，提出了压气机低转速大流量特性扩展方法，由换算扭矩代替等熵效率表示旋转部件特性，解决了低转速部件效率不连续相关问题。分析了冲压外涵面积变化和涡轮功率提取对风车冲压模态性能及部件匹配的影响规律，并基于推力、流量连续准则设计了涡轮模态至冲压模态转换过程（含风车冲压模态）的参数调节规律。计算结果表明：在风车冲压模态下，冲压外涵面积变化对风扇工作状态有显著影响，对压气机影响较小；涡轮可提取功率随着风车转速的减小先增加后降低，比冲随提取功率的增加基本呈线性降低趋势，功率提取位置（高、低压涡轮）对部件匹配有显著影响。

摘要:为降低旋翼低频面内谐波噪声，以电控旋翼(ECR)综合试验系统为平台，开发了相应的噪声测试与控制系统，并提出了电控旋翼噪声频域自适应主动控制方法。在此基础上，开展了悬停状态下的低频面内谐波噪声闭环主动控制试验。试验中，襟翼控制频率为10Hz以桨尖平面内传声器所测噪声作为闭环反馈，另两个位置处传声器所测噪声作为监测量，同时对桨毂位置处的振动水平进行监测。施加主动控制后，控制系统历时约5s达到稳态，收敛速度较快且收敛过程无明显超调；最大可降低桨盘平面传声器位置处的低频面内谐波噪声为9.4dB，桨毂位置处旋翼通过频率振动水平则略有增大。试验结果表明该噪声测试与控制系统可有效实现电控旋翼低频面内谐波噪声控制，同时也验证了频域自适应算法用于减小低频面内谐波噪声的可行性及有效性。

摘要:基于Archard经典磨损理论，推导振动条件下航空花键的键齿之间的相对运动位移，考虑实验花键模拟工况循环和振动位移，对实验花键的磨损进行了预测，并搭建了航空花键磨损实验台，开展磨损实验测试。理论预测表明：磨损量随着磨损系数、传递扭矩的增加而线性增加，随着齿数、硬度增加而线性减小，而随着振动量的增大而非线性增大。实验与仿真结果定性一致，在磨损初期存在一定波动，磨损后期存在一定的偏差，这是由于花键制造和安装偏差、理论模型简化以及难以考虑的花键复杂工况等所致。振动对花键磨损具有决定性影响，因此应合理控制内、外花键所在转子的振幅、提高花键转子设计动平衡等级可以有效延缓花键磨损。

摘要:针对单晶气冷涡轮叶片的服役载荷特征,以镍基单晶高温合金DD6为对象,设计开展了薄壁圆管试样热机械疲劳(TMF)试验。结果表明：DD6变形响应呈现出明显的TMF棘轮效应,且与相位角、机械载荷水平等密切相关；在相同载荷条件下,同相(IP)TMF寿命总是明显短于反相(OP)。引入高温保载时间或增大机械载荷均会引起棘轮应变的明显增加,缩短结构寿命。结合断口和纵向切片分析,识别了不同载荷条件下影响单晶寿命的关键损伤因素,其中IP TMF主导损伤机理为蠕变和疲劳,而OP TMF主导损伤机理为氧化和疲劳。

摘要:对30CrMnSiA高强钢实心圆棒试件进行了存在平均应力及相位差下拉-扭复合加载的多轴高周疲劳试验，对不同平均应力及相位差下的试验数据、平面应力特点进行了分析和研究。试验结果表明，对于不存在平均应力的情况，随着相位差的增大，疲劳寿命逐渐增大。对于存在平均应力的情况，无论是平均拉伸应力还是平均切应力，随着相位差的增大，疲劳寿命逐渐减小。采用最大切应力幅平面上的切应力幅与最大正应力线性组合的准则进行寿命预测发现，对于某些试验情况，随着平均应力的增大，试验寿命与预测寿命变化规律相反。此外，通过测量试件初始起裂的角度并与最大切应力幅平面对比发现，多轴加载下的30CrMnSiA高强钢初始裂纹起裂方向接近最大切应力幅平面。最后通过应力分析说明了采用最大切应力幅平面上的切应力幅与最大正应力线性组合的准则存在的缺陷。

摘要:基于考虑流体惯性的雷诺方程，利用有限差分法计算弹性环式挤压油膜阻尼器(ERSFD)的内、外油膜分布压力和油膜合力，分析ERSFD-转子系统动力学。通过比较考虑流体惯性和不考虑流体惯性时的油膜压力、油膜合力和转子幅频响应，发现当雷诺数较大时，计算结果存在明显差异。考虑流体惯性的转子系统等效刚度和阻尼均更大，临界转速更大，而共振区振幅则更小。当转子系统的转速较大，或油膜黏度较小从而雷诺数较大时，在油膜力计算中考虑流体惯性的影响是必要的。

摘要:提出一种曲面叶片三维工作变形连续扫描激光多普勒振动测试方法并应用于某压气机叶片的振动测试。将图像几何变换引入激光连续扫描，发展了一种适合曲面叶片这类非规则几何结构的激光连续扫描路径算法，使连续扫描激光振动测试应用于非矩形区域，并通过实验验证了其准确性。基于此测试方法，提出了曲面叶片三维工作变形的测试方法，研究了三维激光测试坐标分解原理。对某压气机叶片进行了三维激光连续扫描测试，获取了3600Hz内的前9阶模态，与商用三维激光离散点扫描测试模态振型的相关性基本在0.95以上，验证了三维连续扫描激光多普勒振动测试的可行性和准确性。连续扫描激光多普勒测试的效率高、测点密集，对进一步工程应用具有重要意义。

摘要:为提高压电声衬对低频噪声的抑制范围,对声衬腔体进行结构优化。利用平面波理论构建了两种曲线管道的声学物理模型,并分别建立了两种模型的传递矩阵,以此作为异形腔体亥姆霍兹共振器传递损失计算的理论依据,并通过仿真验证其正确性。结合压电振子的形变对声衬进行有限元仿真分析,结果表明：在压电振子施加500V驱动电压时,两种声衬频率偏移量分别为115Hz和120Hz。与圆柱形腔体声衬进行对比结果表明：在相同腔体厚度范围内,由曲率越大的曲线所生成的腔体,在相同驱动电压条件下,频率变化率越高,这为今后对声衬腔体结构优化提供一种有效的依据。

摘要:针对航空涡扇发动机压气机叶片/轮盘连接结构,设计了一种燕尾榫结构高温微动疲劳试验加载装置,开展了TC11钛合金在200℃及500℃下的微动疲劳试验。通过动态位移及动态应变法实现对燕尾榫微动疲劳萌生寿命的监测。试验中发现微动疲劳裂纹均萌生在燕尾榫接触区域的下边缘,且接触表面存在大量的微动磨屑,属于典型的微动疲劳失效形式。试验结果表明：温度环境对微动疲劳寿命的影响较为明显。随着试验温度的升高,试验件的微动疲劳寿命会逐渐减小。

摘要:以模糊数学理论为基础，提出了轴承品质影响因素权重确定的方法。对原始的轴承品质实现可靠性模型进行修正，提出了改进的轴承品质实现可靠性模型，并基于最大熵原理对轴承品质实现可靠性的真值及真值区间进行估计。以30306和30204圆锥滚子轴承为对象进行试验研究，发现原始的可靠性模型计算结果相对于试验结果的偏差为20%~35%，改进的可靠性模型计算结果相对与试验结果的偏差为12%~14%，偏差降低了8%~21%，可见改进的可靠性模型比原始的可靠性模型更准确。

摘要:针对一种叠片式箔片气体动压推力轴承，提出相应的结构刚度模型。运用有限差分法(FDM)求解可压缩气体雷诺方程，并与箔片弹性变形方程耦合求解得到该类型轴承的静动态特性。结果表明：由于支承结构在径向和周向都具有变刚度特点，导致单瓣箔片上出现二次收敛楔形效应，因此形成两个压力峰值，与传统类型轴承相比能在一定程度上提高承载能力。随着最小气膜厚度的增加，轴承承载能力和摩擦力矩都不断下降,且动态刚度也逐渐下降，但对动态阻尼的影响较小。存在最优楔形高度值以实现较大承载能力的同时，也能达到较小摩擦力矩，减小功率损耗，并且还能获得较高的动态刚度和动态阻尼系数。

摘要:为了分析某型直升机中减速器飞溅润滑内部流场特性，基于计算流体动力学(CFD)方法，运用流体体积（VOF）多相流模型和湍流模型，建立了包含齿轮箱体、螺旋锥齿轮和导油器等部件的中减速器飞溅润滑数值仿真模型，得到了中减速器飞溅润滑过程中的流场特性，实现了中减速器内部瞬态流场的可视化，分析了齿轮转速、浸油深度对关键位置润滑油流量的影响。结果表明：齿轮啮合处润滑油流量与齿轮转速、浸油深度成正相关；导油管内润滑油流量与导油器油量饱和值有关，当油量大于该值时，导油管内润滑油流量随着齿轮转速的增大而增大，随着齿轮浸油深度的增大而不变。搭建了螺旋锥齿轮箱飞溅润滑试验系统，将飞溅润滑过程中圆孔润滑油流量试验结果与相应的仿真结果进行对比，最大误差为9.5%，验证了仿真方法的正确性。

摘要:针对航空发动机风扇后传声降噪问题，开展了外涵道降噪声衬设计方法研究。将声衬设计过程分为两步，通过采用基于半经验声阻抗模型的声衬设计方法针对给定的声源频率进行初步设计，获得较优的声阻抗及相应的声衬几何参数。之后在初步设计结果的基础上，利用基于高精度计算气动声学的声传播计算软件对声阻抗进行优化，并得到最终的优化方案。为验证提出的设计方法，在全消声室内的风扇后传声降噪声衬测试台分别对初步设计声衬和优化声衬进行了实验验证。实验中采用扬声器模拟风扇声源，给定声源模态为(1，0)，频率为3150Hz，内涵出口马赫数为0.8，外涵出口马赫数为0.6。结果表明：在给定的声源模态和频率下，初步设计的声衬可以取得10dB的降噪效果。优化设计的声衬相较于初步设计声衬，远场噪声可以再降低3~4dB。

摘要:采用数值计算和实验相结合的方式研究了开槽尾流板对跨声速涡轮平面叶栅流场周期性的影响。通过数值计算研究了不同开孔率（10%、15%、30%、50%）和偏转角度（70°、71°、72°）下尾流板对叶片表面及叶栅流道出口压力分布的影响，并通过实验验证了尾流板对流道出口流场周期性的改善作用。结果表明：无尾流板时叶片表面压力分布明显偏离周期性计算结果，且流道出口压力分布的周期性误差较大；尾流板偏转角度和开孔率会影响叶片表面及叶栅流道出口的压力分布，适当调节尾流板参数能改善流场周期性；安装开孔率为50%，偏转角度为70°的尾流板时各流道出口的压力分布一致性最好且最接近周期性计算结果，计算和实验结果的周期性误差较无尾流板时分别降低47.6%和28.1%。

摘要:为了研究火箭发动机泵后管路-汽蚀管系统动力学特性，开展水力激振试验。在汽蚀管下游引入水力激振信号，测量供应管路和推力室头腔的脉动压力，建立描述系统动力学特性的传递函数。结果表明:该系统主要表现出1阶谐振特征，高阶谐振峰不明显。在谐振频率下，汽蚀管出口至氧主阀之间管路上脉动压力的幅值整体较高，脉动压力幅值沿流向逐步增大；经过氧主阀后，压力振荡幅值沿流向快速降低。发现了压力脉动通过此汽蚀管向上游传播的现象：即使汽蚀管处于汽蚀状态，仍存在部分压力脉动通过汽蚀管逆向传播至上游管路；而汽蚀管对整个管路仍然起到了明显的隔振效果。在过大的汽蚀裕度下，汽蚀管出口由声学闭端边界逐渐向声学开端边界转变。