摘要:为了获得燃烧室进口流场对某回流燃烧室性能的影响规律，通过在轴向扩压器上安装带偏转角度的导向叶片，获得不均匀的燃烧室进口流场。在试验验证的基础上，对均匀进气、导向叶片偏转角度25°及导向叶片偏转角度35°共计三种方案的燃烧室性能进行了数值模拟研究。结果表明：带偏转角度的导向叶片使燃烧室进口流场变得不均匀，燃烧室进口截面的气流具有一定的偏转角度和切向分速度；带偏转角度的导向叶片使主燃孔和掺混孔的进气存在一定的偏转角度，随着导向叶片偏转角度的加大，主燃孔和掺混孔的轴向速度小幅增加，主燃孔和掺混孔的切向速度逐渐加大且增幅较大；随着导向叶片偏转角度的加大，燃烧室总压恢复系数逐渐降低；带偏转角度的导向叶片对燃烧室的燃烧效率影响不大；随着导向叶片偏转角度的加大，燃烧室出口温度分布系数（OTDF）逐渐降低且降低幅度较大；在同一径向高度，随着导向叶片偏转角度的加大，燃烧室出口周向温度分布不均匀度逐渐降低。

摘要:将原型使用-10#柴油的燃气轮机燃烧室改为使用天然气燃料的燃烧室,遵循对原型机改动量最少的原则,只对燃油喷嘴做改动设计,其余部分不做改动。为了解改型机的喷嘴与燃烧室的匹配特性,设计了三种不同孔径的天然气喷嘴（气体喷嘴开孔大小决定了燃料的喷射速度、燃料的浓度分布,进而影响燃烧室的燃烧性能）,并在改型机上进行燃烧性能试验研究。试验结果表明：改烧天然气后,设计状态燃烧效率增加,但出口温度分布有所变差,而对壁面温度分布影响不大；通过对燃烧性能进行对比分析,天然气3＃喷嘴的综合燃烧性能最优。

摘要:以凹腔支板火焰稳定器为研究对象,在进口温度为750~900℃、马赫数为0.20~0.28、氧气体积分数为13.4%~15.8%、喷嘴距支板前缘5~50mm及常压的条件下,开展自燃点火性能的试验研究。试验表明：凹腔支板火焰稳定器在进口温度为850℃以上可成功实现自燃点火。自燃点火性能随进口温度的升高而提高；随着进口马赫数的提高,火焰稳定器自燃点火成功的温度范围越窄；随着燃油喷射距离的增大,稳定器自燃点火性能有所提高。稳定器的凹腔结构能够稳定火焰。

摘要:采用定容燃烧实验装置获得初始温度为450K、初始压力为0.1~0.3MPa、当量比为0.7~1.5以及甲烷摩尔分数为0~0.8工况下甲烷/RP-3航空煤油混合燃料火焰发展特性图片、马克斯坦长度和层流燃烧速度等燃烧特性,分析甲烷摩尔分数及初始压力对甲烷/RP-3航空煤油混合燃料燃烧稳定性及层流燃烧速度的影响。结果表明：当量比为1.3时,随着甲烷摩尔分数增加,甲烷/RP-3航空煤油混合燃料燃烧趋于稳定,初始压力对燃烧稳定性影响较大,随着初始压力增加,燃烧稳定性变差。混合燃料马克斯坦长度随当量比增加而减小,当甲烷摩尔分数增加时,混合燃料马克斯坦长度减小趋势变缓,当初始压力增加时,混合燃料马克斯坦长度减小趋势明显变缓。混合燃料层流燃烧速度随当量比增加呈现先增大后减小的变化趋势。当甲烷摩尔分数为0、0.4和0.6时,随着甲烷摩尔分数增加,混合燃料层流燃烧速度逐渐增大,当初始压力为0.1、0.2、0.3MPa时,随着初始压力增加,混合燃料层流燃烧速度显著降低,随着甲烷摩尔分数和初始压力的增加,混合燃料层流燃烧速度峰值有向当量比大的区移动的趋势。

摘要:讨论了基于发动机类别及其飞机的藻基航空替代燃料与常规航空燃料对全生命周期的影响。基于GREET（the greenhouse gases,regulated emissions,and energy use in transportation）模型,依据平均载荷、最大航程,将民航客机分为单通道窄体、双通道中型、双通道大型、巨型、支线和公务机等6类。起飞、爬升、进近、滑行、巡航过程的燃料消耗及排放采用国际民用航空组织、美国NASA-AAFEX实验、欧洲EASA适航条例提供的数据。计算了6类发动机-飞机的气体排放、能量消耗情况。在双通道大型客机中藻基航空替代燃料制备过程的温室气体排放仅为0.2351g/(kg·km),原因为该类客机与小型飞机相比有更好的发动机效率和运输效率。然而由于起飞降落过程排放比例较大,单通道窄体客机在航程上对温室气体排放变化更为敏感。

摘要:提出了一种能够刻画平纹编织C/SiC复合材料编织结构的三维纤维随机模型，探讨了微观结构影响宏观等效导热系数的机理。采用蒙特卡罗法模拟纤维位置的随机分布，用有限元法计算等效导热系数，通过数理统计方法分析在不同纤维体积分数下等效导热系数的随机分布规律；并且比较了相同纤维体积分数下，纤维随机模型平均等效导热系数与纤维周期排列模型等效导热系数的差别。结果表明：在不同体积分数下，纤维位置随机等效导热系数都呈高斯分布；纤维随机模型中纤维会出现聚集现象，形成局部“导热热障”，所以纤维随机模型平均等效导热系数小于纤维周期排列模型，这种差异在中等纤维体积分数下最明显。

摘要:使用压力敏感漆（PSP)测量技术对平板上的双射流气膜冷却结构进行了研究。双射流孔间横向距离分别为0、0.5、1.0;孔间流向距离保持为3.0。密度比分别为1.0、1.5、2.5,吹风比分别为0.5、1.0、1.5、2.0。研究了孔间横向距离与密度比对双射流气膜冷却效率的影响。结果表明：双射流孔间横向距离为0时,气膜横向覆盖受限;随横向距离增大,气膜覆盖范围增加;但在横向距离过大时,气膜覆盖变差。随密度比增加,射流吹离减弱,气膜冷却效率提高。在高密度比下,横向距离较大的双射流孔气膜冷却效率较高。

摘要:为优化某二冲程航空活塞汽油机的燃烧特性,研究了火花塞位置、火花塞数量以及火花塞布置方式等对其燃烧的影响。利用Pro-E和AVL Fire软件对该汽油机燃烧室建立了仿真模型,选取缸内压力数据验证了该模型的正确性,对火花塞不同的布置位置以及不同数量的火花塞等方案进行了仿真,对结果进行分析。结果表明：双火花塞布置方案比单火花塞布置方案更有利于组织快速燃烧,促进燃烧放热,缩短燃烧持续期；火花塞非对称布置方案比对称布置方案对火焰的形成及传播扩散更有利。

摘要:以压气机级间篦齿封严结构为研究对象,将封严系统简化为典型元件组成的空气网络,建立相应的元件流动特性计算模型。篦齿封严泄漏特性计算模型中没有考虑旋流和风阻温升影响的问题。特别采用一维流基本方程组进行描述旋转盘腔内的旋流,转子壁面摩阻应用经验关系式计算,方程组采用龙格-库塔法求解。旋转盘腔一维工程计算获得其旋流速度和风阻温升分布。根据旋流速度的大小,采用面积修正法对篦齿封严的泄漏特性计算方法进行了修正,并通过考虑流体物性随沿程温度变化来考虑风阻温升的影响。考虑旋流与温升的泄漏流量计算结果与数值计算结果最大相差1.4%,而不考虑旋流及风阻温升时最小偏差为9.9%,最大偏差为20.1%。一维工程计算结果与实验结果进行了对比,两者吻合良好,相对偏差不超过7%。计算中采用实测的篦齿间隙,该间隙通过在旋转篦齿实验中测量转子的转动变形与受热膨胀,以及机匣的热变形而获得。

摘要:基于分子动力学理论和模拟的算法,构建了非晶态二氧化硅模型以及初级粒子模型,研究了外界环境条件和气凝胶内部结构的变化对气凝胶固相热导率的影响规律。得到了300、500、800、1200K四种环境温度下二氧化硅气凝胶材料的固相热导率,材料的固相热导率随着环境温度上升略有增加。同时探讨了初级粒子内部缺陷对骨架固相热导率的影响,一定孔隙率范围内,随着孔隙率的增加材料的固相热导率降低,当孔隙率逐渐增加至0.26后,模型能够很好地表征实际情况。所建立的非晶态气凝胶模型及算法对该类材料的微尺度传热分析及结构设计具有借鉴价值。

摘要:以跨声速轴流压气机转子NASA Rotor 67为研究对象,采用数值模拟方法,开展100%、80%及60%转速下跨声速轴流压气机内部流动失稳触发机制的机理研究。数值结果与实验数据的对比分析表明：在3个转速下,数值总性能曲线的变化趋势与实验数据符合一致。通过压气机内部流场的详细分析,得出其基本流动机理。在3个转速下,随着压气机节流,叶顶泄漏涡(TLV)的起始位置逐渐向叶片前缘移动,叶顶泄漏涡也逐渐向相邻叶片压力面偏转,相比近峰值效率点,近失速点时在100%、80%以及60%转速下叶顶泄漏涡的偏转角度分别为3°、6°和9°。在100%和80%转速下,叶顶泄漏涡与激波相互作用所导致的堵塞是触发压气机内部流动失稳的机制,并且在80%转速下,叶顶泄漏涡发生破碎；而在60%转速下,泄漏涡在相邻叶片出现的叶顶前缘溢流(LESF)是触发压气机内部流动失稳的主要机制,叶片吸力面尾缘出现的小尺度附面层气流分离(BLFS)不是主要机制。

摘要:针对原压气机稳定性三维分析模型CSAC(compressor stability analysis code)加以改进,添加了轴对称左支特性。采用改进的CSAC+模型分析了NASA Rotor37在周向总压进气畸变下的稳态性能和失速起始特性,并与软件NUMECA模拟结果进行了对比,两者模拟的特性趋势一致,畸变进气下CSAC+近失速点压比与NUMECA的误差为1.05%。针对近失速点流场分析发现：随着流量的减小,在畸变区边缘的转子叶尖首先出现低速甚至逆流区,可认为该区域为失速起始位置。利用CSAC+模拟了该压气机过失速状态下的主要流动特征,分析得出进气畸变下该失速先兆为模态波,完全发展后为部分叶高失速,失速团占据约40%叶高,其传播频率约为转子转动频率的60%,并在传播过程中显示出周期性的剥离和融合过程。

摘要:为了揭示熔盐泵内盐析两相流动的规律,采用白金汉定理,建立了熔盐泵输送固液两相流的相似准则,根据所设计的熔盐泵模型试验方案,对熔盐泵内部流动进行了数值模拟,采用高速摄像技术捕捉了泵内的盐析两相流动,阐述了试验结果与模拟结果之间的差别。研究了颗粒直径和密度对熔盐泵外特性和内部流动的影响。结果表明：数值模拟结果和试验结果之间的误差小于10%。叶轮流道出口处颗粒的绝对速度从叶片的压力面到吸力面逐渐减小。分析得到了叶轮内固相和液相的速度三角形之间的关系,当颗粒的密度大于液相的密度时,颗粒绝对速度沿圆周方向的分量小于液相。进一步分析得到了叶轮出口处密度分别为2000、2250、2500、2750、3000kg/m3的颗粒的运动速度三角形之间的关系,颗粒密度越大,叶轮出口绝对速度沿圆周方向的分量越小,泵的扬程越小。

摘要:为探索凹槽导叶式处理机匣(RVCT)轴向叠合量对风扇性能的影响，选取升力风扇为对象，采用数值模拟方法对实壁机匣和4种不同轴向叠合量的凹槽导叶式处理机匣进行研究。结果表明：随着轴向叠合量的增大，带处理机匣风扇相比实壁机匣风扇裕度分别改进1.27%、8.01%、12.3%、32.4%，设计点效率分别下降了0.82%、1.38%、2.2%、4.1%；处理机匣的引入使得凹槽与主流通道间形成局部循环流动，减小了来流攻角和叶顶低能流体的堆积，平衡了叶顶吸、压力面压差，且轴向叠合量越大，局部循环越强烈，风扇稳定性提高；凹槽与风扇主流间的交互流动决定着处理机匣对风扇性能的影响，其中抽吸流和喷射流是反映处理机匣扩稳效果的两个重要参数。

摘要:针对涡桨发动机转子系统振动信号的非平稳特征，提出一种基于集成经验模态分解(EEMD)与邻域粗糙集(NRS)的涡桨发动机转子故障诊断方法。该方法先对转子振动信号进行EEMD，提取原始信号的时域特征和多尺度排列熵(MPE)特征，转子系统的大部分故障信息隐藏在前几个高频本征模态函数（IMFs）中，分别计算它们的时域指标、能量特征和奇异值分解(SVD)特征；利用NRS评估各个特征的属性重要度，进而选出敏感特征；将其作为支持向量机(SVM)的输入向量来对转子进行故障诊断。实验结果表明:该方法利用敏感特征集对涡桨发动机转子进行故障诊断的准确率达到了97.5%，同时剔除了大量冗余特征，具有较强的鲁棒性。

摘要:围绕金属橡胶力学性能,归纳和总结半个世纪的相关研究成果,对国内外技术研究现状和进展进行了详细阐述。重点对金属橡胶制备工艺、宏观力学特性及形成机理、力学模型、力学性能及影响参数、改进型金属橡胶及工程应用等方面的研究成果进行了系统而深入的讨论。研究表明：金属橡胶制备水平尚处于由实验室规模向工业化生产规模过渡阶段；金属橡胶在研究工作中需要关注的关键问题在于制定工艺流程、性能检测方法等统一的国家标准并建立金属橡胶力学性能数据库。

摘要:研究了发动机测振截面选择的建模方法和优化算法。确定测振截面选择思路，建立转子-支承-机匣整机模型，计算正常和故障条件下转子动力学特性，并依据总体方案规定的传感器数目，确定测振物理量较大的转子截面或支承位置，完成振动传感器布置方案的初步确定。进一步提出测振方案优化方法，通过对实测数据进行分析，考虑实测信号的信噪比和信息冗余性，确定各测点振动数据有效信息量，判定测振方案是否合理，并选择机载测点。以某型发动机为例，设计监测点布置方案。结果表明：机载测点与该型发动机实际机载传感器测点位置相同，验证了测振方案的建立方法、优化方法和机载传感器选择方法正确可靠。单元敏感度越高，反映转子振动越明显。振动相似度越低，反映发动机整机振动特性越全面。研究结果为航空发动机测振截面布置提供重要依据。

摘要:提出了基于非线性压缩变换的纤维增强复合薄板非线性阻尼的时域测试方法。基于非线性压缩变换构造了理论分析信号,并推导获得了复合结构系统非线性阻尼的表达式,明确了从时域测试角度获取非线性阻尼参数的理论原理。编写了Matlab算法,并用数值算例证明了该算法的正确性。总结并概括出一套合理、规范的测试流程,并对TC500碳纤维/树脂基复合薄板进行了实际测试。实践证明,利用所提出的方法可以有效获得复合薄板在不同衰减时刻对应的阻尼参数,该方法可以用来定量评价不同振动幅值及频率下复合结构的非线性阻尼特性。

摘要:提出了三维矩形平板内偏心穿透裂纹承受复杂非线性载荷下,仅含有3个系数的通用权函数。采用有限元法获得了三维矩形平板裂纹体模型下的3组参考应力强度因子,结合二元拉格朗日插值法获得了通用权函数系数。进行了自洽性验证以及裂纹面上承受简单3次、5次、7次、复杂幂函数应力分布和残余应力分布下通用权函数的验证。结果表明,通用权函数的自洽性误差在0.9%以内；裂纹面上承受复杂幂函数应力分布时,通用权函数法的误差在4.5%以内；裂纹面承受残余应力分布载荷时,通用权函数法的误差在8.5%以内。说明所提出的通用权函数具有较高的计算精度,可以满足工程中高效、准确地计算偏心穿透裂纹承受任意复杂非线性载荷下的应力强度因子需求。

摘要:为了探寻在地面常规暂冲式风洞中开展高超声速进气道加速自起动实验的可行性,提出了基于前遮板的高超声速进气道连续变攻角加速自起动实验方法。该实验方法通过将安装有前遮板的进气道模型在风洞实验段整体从极限正攻角旋转至极限负攻角,前遮板会产生激波对远前方气流减速,或产生膨胀波对远前方气流加速,而位于前遮板下游的进气道即可获得加速自起动过程所需连续加速的来流条件。通过数值仿真对所提出的加速自起动实验方法进行了验证。研究结果显示：以2(°)/s的角速度整体旋转基于前遮板的高超声速进气道模型,其起动马赫数与高超声速进气道自身加速自起动马赫数相差在1%以内,表明基于前遮板的高超声速进气道连续变攻角加速自起动实验方法能够被用于在常规暂冲式风洞中开展高超声速进气道加速自起动实验研究。

摘要:采用建立的高精度计算流体动力学(CFD)方法,针对旋翼非定常动态失速的三维（3D）效应特性进行研究。以Helishape 7AD旋翼为基准,开展三维效应对旋翼非定常气动特性的影响分析。研究了来流马赫数对旋翼翼型动态失速特性影响。在此基础上,针对三维情形旋翼动态失速非定常涡流动特性及诱导分离特征开展了数值分析,通过与二维情形对比表明：受旋翼旋转、轴向诱导速度等三维效应影响,旋翼桨叶剖面动态失速涡的产生、对流和脱落明显滞后于二维翼型情形,并且涡强度也更弱。越靠近桨叶内段,桨叶剖面非定常动态失速特性与二维旋翼翼型情形的差距越为明显。

摘要:针对某型涡扇发动机厂内排气温度换算值验收合格而外场地面检查实测值偶有不合格的问题,分析了只考虑大气温度单一因素的排气温度换算方法的缺陷。提出了一种综合考虑非标准大气和调节规律使用因素的换算方法,建立了数学模型,计算得到了非标准大气的修正系数和调节规律的修正系数,并经试车试验验证。结果表明：提出的考虑使用因素的换算方法符合发动机的实际使用条件,所获得的修正系数与试车试验数据的相对误差小于1.3%,有效解决了排气温度厂内验收合格而外场地面开车不合格的问题。

摘要:以悬停状态下的摆线桨为研究对象，利用数值模拟方法，分别研究了桨叶相对弯度X和最大弯度位置Y对摆线桨气动性能的影响。结果表明：与桨叶为对称翼型的摆线桨相比，当桨叶具有一定弯度且最大弯度位置适中时，摆线桨气动性能得到很大的提升。当桨叶相对弯度X为4%C(C为翼型弦长)、最大弯度位置Y距离前缘40%C~50%C时，摆线桨升力和气动功耗比较低，悬停效率最高，整体气动性能更好。

摘要:为了研究气体动压箔片止推轴承的动力特性，建立了刚性表面气体动压止推轴承模型，采用数值计算的方法找出了不同结构参数、转速等对刚性表面气体动压止推轴承性能的影响规律。综合衡量加工难度及数值计算结果中气体动压止推轴承性能表现，加工出刚性表面气体动压止推轴承。同时选用新型弹性箔片材料完成波箔、平箔的压制及热处理工艺，设计开发了箔片动压止推轴承。搭建了单侧气体动压止推轴承实验台，重点对轴承的承载力、起飞转速、摩擦力矩等进行监测与分析。通过实验研究明确了轴承启停过程，同时发现：起飞瞬间刚性表面气体动压止推轴承与弹性表面气体动压止推轴承位移响应方向相反，且在相同轴向载荷条件下，弹性表面气体动压止推轴承起飞转速较同种结构的刚性表面气体动压止推轴承有1/2~2/3的下降。

摘要:为了研究气体动压箔片止推轴承的动力特性，建立了刚性表面气体动压止推轴承模型，采用数值计算的方法找出了不同结构参数、转速等对刚性表面气体动压止推轴承性能的影响规律。综合衡量加工难度及数值计算结果中气体动压止推轴承性能表现，加工出刚性表面气体动压止推轴承。同时选用新型弹性箔片材料完成波箔、平箔的压制及热处理工艺，设计开发了箔片动压止推轴承。搭建了单侧气体动压止推轴承实验台，重点对轴承的承载力、起飞转速、摩擦力矩等进行监测与分析。通过实验研究明确了轴承启停过程，同时发现：起飞瞬间刚性表面气体动压止推轴承与弹性表面气体动压止推轴承位移响应方向相反，且在相同轴向载荷条件下，弹性表面气体动压止推轴承起飞转速较同种结构的刚性表面气体动压止推轴承有1/2~2/3的下降。

摘要:针对存在网络诱导时延、外部干扰的航空发动机分布式控制系统，提出了执行机构发生部分失效故障时的输出反馈容错控制方法。对航空发动机分布式控制系统中网络诱导时延以及执行器部分失效问题进行量化说明，在此基础上，采用动态输出反馈控制器建立增广闭环系统。针对所建立的增广闭环系统，对H∞性能约束下的增广闭环系统稳定性进行分析，并利用线性矩阵不等式理论设计了输出反馈H∞容错控制器。仿真结果表明，当两个执行机构输出值分别为衰减80%和50%时，控制系统在所设计的控制器作用下均方渐进稳定，且具有H∞性能指标为0.63，同样在正向偏差故障条件下也具有很好的容错能力。

摘要:准确的航空发动机维修等级决策,能够避免过维修和欠维修,在保证航空发动机运行安全的前提下节约维修成本。结合航空发动机状态监控信息和维修等级特点,采用深度信念网络（DBN）算法,挖掘状态监测及维修等级决策之间的深层次对应关系,实现对维修等级的分类和预测。该模型通过DBN预训练和反向传播(BP)神经网络反向微调提取出样本特征,从而提高维修等级预测准确率。以某航空公司CF6航空型发动机的状态参数和维修等级数据作为实例进行验证,结果显示：该模型能够通过构建多层网络结构挖掘出样本的更深层次信息，在分类能力、决策准确性方面优于传统神经网络，有较强的特征提取能力，对维修等级分类有较高的正确率，能得出更准确的维修等级决策结果，避免因维修等级误判而带来不必要的损失。