基于光滑粒子流体动力学方法的液滴蒸发问题数值模拟研究

基于光滑粒子流体动力学方法（Smoothed Particle Hydrodynamics，SPH），开展了SPH新算法在蒸发燃烧领域的研究。建立了适用于SPH方法的蒸发数值模型，推导了基于傅立叶热传导公式和菲克扩散定律的SPH离散方程；借鉴VOF方法（Volume of Fluid）的思想，提出了SPH粒子的液相质量分数的概念，以有效表征蒸发过程中的相变问题。采用SPH方法对高温环境中单个液滴的蒸发过程进行数值模拟，结果符合D2定律，与理论模型相一致；在强迫对流环境中，液滴的蒸发过程受到对流作用及表面张力的影响，蒸发速率加快；进一步对双液滴在静止、对流环境中的蒸发过程进行数值模拟研究。结果表明，液滴的间距、滴径对多个液滴的蒸发过程影响至关重要，液滴间距至少在两倍的液滴直径以上，相互之间的影响才可以近似忽略。通过本文研究，拓宽了SPH方法在蒸发相变领域的应用范围，研究结果也能够为进一步的燃烧问题研究奠定基础。     

涡轮盘持久及低周疲劳寿命可靠性评估

为评估涡轮盘持久及低周疲劳寿命可靠性,考虑涡轮盘材料及载荷的分散性,采用响应面法与蒙特卡洛法相结合的方法,建立涡轮盘持久寿命可靠性分析模型。对给定中间以上状态工作时间400 h的涡轮盘进行持久寿命可靠度计算,并考察应力松弛效应对涡轮盘持久寿命的影响。在持久寿命可靠性分析的基础上,根据Miner线性累积损伤理论,对考虑蠕变损伤的涡轮盘低周疲劳寿命进行可靠性评估。结果表明,该涡轮盘满足400 h持久寿命、寿命安全系数1.5,及1 500周低周疲劳寿命、寿命安全系数2.0的使用要求。     

PR状态方程在超临界喷射模型中的应用

针对超临界流体物性的特殊性,对超临界喷射数值模拟方法进行研究。基于PR状态方程建立了考虑超临界流体特点的超临界喷射数值模型,并采用该模型对超临界C10H22喷射到超临界N2环境中的喷射进行了数值模拟。对比研究了采用PR状态方程的真实气体模型和理想气体模型得出的密度、温度、质量分数分布以及超临界喷射长度和喷射扩张角的变化规律和差异性,并与试验数据进行了对比。结果表明:2种模型在物性预测上的差异会造成以上喷射特性模拟结果的巨大差异,理想气体模型模拟结果与试验数据误差很大,利用真实气体模型能够得到与试验数据较为吻合的结果。基于PR状态方程的超临界喷射数值模型准确可靠,可为碳氢燃料的超临界喷射现象提供参考。     

基于高效特征值分析方法的旋转失速先兆预测

旋转失速限制了压气机稳定工作的范围,对其进行深入理解并实现准确预测是控制失速、提高裕度的关键。现有模型大多基于一定程度的几何和流动简化,不考虑三维效应及流动复杂性,直接应用于三维压气机失速预测时仍面临巨大挑战。同时,尽管试验测量和模拟仿真水平不断提高,试验和数值模拟多为唯象研究,缺乏对压气机流动失稳根本原因的揭示。此外,由于三维复杂流动精细化测量和高保真模拟的复杂性,大多数失速研究针对某一压气机若干孤立工况开展,缺乏系统的参数化研究,难以提炼出旋转失速关键影响因素。为弥补试验测试空间分辨率低和非定常流动模拟成本高的缺陷,提出了一种基于三维流动方程高效特征值求解的全局稳定性分析方法。一方面可以获得试验测量难以达到的空间分辨率,另一方面能够以比非定常模拟小2～3个量级的成本获得丰富的三维流场小扰动发展过程。针对某典型跨声速压气机环形叶栅,所发展的分析方法计算成本仅为定常特性线计算的28%,相比于非定常计算实现了约155倍的加速,为压气机旋转失速准确快速预测和机理研究提供了重要的研究工具。     

向心涡轮跨声速导向叶片叶型设计及验证

以某先进辅助动力装置用膨胀比5.0级向心涡轮跨声速导叶为研究对象,从消除几何喉部前局部超声区及削弱尾缘激波强度两方面着手,对导向叶片进行了优化改进及叶栅试验验证,结果表明：采用大正攻角、小安装角的设计思路,减小喉部前吸力面叶型曲率,降低进口段的通道面积,提高了叶型前段负荷,消除了喉部前的过膨胀区,喉部前气流加速更为均匀;在吸力面喉部后构建局部内凹结构,可将原方案中吸力面尾缘处一道较强的激波变为两道较弱的激波,峰值马赫数降低,尾缘逆压梯度减小,尾缘激波强度得以削弱。试验结果显示：在出口马赫数0.9～1.1范围内,优化后叶型能量损失系数均有所降低,在出口马赫数为1.1时,能量损失系数可降低近20%。     

基于多模型的航空发动机传感器混合故障诊断方法

本文在多模型架构下,提出一种航空发动机传感器在线混合故障检测与隔离算法。利用长短期记忆网络逼近航空发动机建模误差、健康参数变化、过程噪声和测量噪声等不确定性源引起的真实发动机与机载模型之间的偏差。将传感器测量输出与不确定性值的偏差用于一种基于多模型的混合卡尔曼滤波器组算法中,利用贝叶斯方法计算每个传感器在健康模式和不同故障模式下的条件概率,然后根据最大概率准则进行传感器故障检测与隔离,克服了阈值难以选取的问题。针对某型涡扇发动机传感器发生偏置故障、漂移故障和间歇性故障的情形进行仿真验证,并对比了不同传感器之间的检测与隔离精度。结果表明：所提出的方法可以在更高水平的退化下诊断出发动机传感器常见的故障,混合方法对不同不确定性源具有鲁棒性。     

线接触弹流润滑最小油膜厚度综合对比分析

针对航空发动机中某直齿轮节圆位置,考虑弹流润滑中的热效应,研究了速度参数（■）,载荷参数（■）与材料参数（■）对等温解与热解的影响。并对目前广泛用于计算等温条件下最小油膜厚度的三种经验公式进行了对比分析。发现在本文研究的工况范围内采用Грубин与Dowson公式计算得到的弹流润滑等温解与热解误差较大。而Yang公式在速度参数较低或载荷参数适中的情况下等温解与热解误差较小,在部分工况中可以直接采用该公式对线接触最小油膜厚度进行预测。三种等温经验公式均将载荷参数的影响估计过高。同时以相对误差10%作为量化等温解与热解的界限给出了各无量纲参数的参考范围,若满足以下条件之一,则不可忽略弹流润滑中热效应的影响,等温解不再适用：■。     

点火位置对两相旋转爆震波起爆特性影响的实验研究

为了揭示两相旋转爆震波在空筒形燃烧室内的建立过程及传播特性,以航空煤油为燃料,富氧空气为氧化剂,在不同氧化剂供给条件下,实验研究了垂直预爆管安装位置（即点火位置）对旋转爆震起爆特性的影响。结果表明,在四个点火位置上（距喷注端面分别为20,40,60和90 mm,相对点火位置分别为0.15,0.30,0.46和0.69）均可触发并实现旋转爆震波的稳定传播,并观察到稳定爆震和不稳定爆震两种模态;旋转爆震波的建立过程均可以分为三个阶段：缓燃燃烧阶段、起爆阶段和稳定旋转爆震阶段。其中,缓燃燃烧阶段耗时最长,占爆震波建立时间的60%～80%,是制约RDE快速启动的关键环节;在相对点火位置为0.46处点火时,稳定爆震模态的建立时间最短且对应的工作范围最宽。     

基于仿真的航空发动机进气畸变系统设计方法研究

进气畸变试验是航空发动机气动稳定性评定的重要方法。本文提出一种基于仿真的畸变网设计框架,克服了传统设计方法无法准确逼近目标畸变图谱、实验迭代次数多的缺点。提出了将畸变网格简化为多孔介质模型,采用CFD工具逼近目标图谱的畸变网设计方法。最终完成了300mm尺寸的畸变发生器的实物设计及风洞试验,实际的畸变指数与设计目标误差小于1%,试验结果表明设计框架可以高精度、高效地模拟畸变要求。     

航空发动机低压转子系统的“可容模态”设计及实验验证

建立了带弹性支承和阻尼器的航空发动机低压柔性转子动力学模型,进行了模态计算以及临界转速处的响应计算。在考虑临界转速约束与“临界跟随”现象约束的条件下,综合模态不平衡影响因子、弹支应变能占比以及套齿连接结构稳定性构造了可容度评价函数,建立了低压转子系统的“可容模态”优化设计方法。设计并搭建了低压转子实验系统,从模态测试实验、阻尼器减振实验以及长时间“共振”实验,验证了设计方法的可靠性。研究结果为计算的临界转速与实际测量的临界转速最大误差为3.86%,阻尼器在1阶与2阶临界转速处的减振比最大可达45.6%,实验转子系统在1阶与2阶临界转速处各完成了长达412.5 s和429.8 s的“共振”实验,共振过程中转子系统各通道振动单峰值稳定在100μm以内,且无次谐波产生。表明了所建立的航空发动机低压转子系统“可容模态”优化设计方法是可行的。