预热温度对热障涂层表面裂纹形成的影响

先进航空发动机与燃气轮机热端部件的服役温度不断提高，对热障涂层性能提出了越来越高的要求。在涂层中引入一定密度的周期分布表面裂纹，可以同时提升其隔热性能和服役寿命，是一种极具潜力的先进热障涂层技术。然而，目前关于这种涂层中表面裂纹形成的力学机制研究尚不充分。以等离子喷涂热障涂层表面裂纹的形成过程为对象，发展了考虑热应力的多层结构剪切滞后模型，推导了表面裂纹形成前陶瓷层内应力场与位移场的解析解，获得了不同预热温度下陶瓷层内平均应力、平均应变能密度及总应变能随涂层厚度的演变规律，发现：在表面裂纹形成前，陶瓷层内平均应力和平均应变能密度不随其厚度改变，而总应变能随其厚度线性增大，这说明陶瓷层内总应变能是衡量能否在涂层中形成表面裂纹的关键参量；在其他喷涂参数不变的情况下，预热温度越高，表面裂纹越容易形成。本文阐明了预热温度对表面裂纹形成的影响，为实现高热障和高应变容限热障涂层的可控制备提供了理论指导。     

碟形锥柱型药柱的燃烧规律

装药设计方法影响发动机内弹道性能，为提高装药利用率，分别采用UG NX和MATLAB软件进行了建模和编程计算，得到了药柱燃烧过程中燃烧面积推移规律和残药率与设计参数的函数关系图，进行了算例分析。计算结果表明：以药柱外径D为基准，当环向槽圆弧半径r∈(0, 0.05D)，圆柱段内孔半径R₂∈(0.1D,0.4D)，环向槽圆弧圆心旋转半径R₃∈(R2,0.42D)，圆柱段长L₂∈(0.4D,1.53D)时，药柱燃烧呈现先增面性后减面性。残药率与r和R₂的变化趋势同为单调递减，残药率与L₂∈的变化趋势为单调递增，残药率与R₃的变化趋势为先增大后减小。从减轻质量，提高强度和提高产品加工制造的工艺性等方面综合考虑，建议优先选择碟形封头。计算结果与实际数据的最大相对误差为0.078%。     

基于卷积神经网络的近壁流动高分辨率平均速度场预测方法

本文设计并验证了基于卷积神经网络的边界层近壁流动高分辨率平均速度场预测方法:首先采用示踪粒子图像对数据集训练卷积神经网络，通过调整神经网络参数可以预测示踪粒子在数据集上的平均跨帧位移；然后使用该卷积神经网络预测像素空间中各像素位置的单粒子位移，得到高分辨率的平均速度场信息。将该方法用于预测湍流脉动较小的边界层近壁区的平均流动，能够将空间分辨率提高到单像素精度。误差分析发现，该方法获得的测速精度略优于传统单像素系综平均互相关算法，且对粒子浓度和示踪粒子图像对数目的要求明显低于后者。     

粗糙元取向对湍流统计量影响的数值研究

采用直接数值模拟方法研究了椭球体粗糙元取向对粗糙壁槽道湍流统计量的影响，其中，粗糙元几何采用清晰界面浸没边界方法直接解析。考虑了四种不同粗糙元取向的粗糙壁，包括随机取向、垂直放置、朝下游倾斜45°、朝上游倾斜45°，对于每种取向选取三种不同粗糙元间距。模拟结果显示：粗糙元取向对湍流统计量有显著影响；对于小粗糙元间距(l=2.0r，其中r为椭球体的最短半轴长)，“随机取向”粗糙壁的砂粒粗糙度长度(k_s)大于其他粗糙壁；对于大粗糙元间距(l=2.8r、3.5r)，“垂直放置”粗糙壁的k_s最大；“朝下游倾斜45°”和“朝上游倾斜45°”粗糙壁的ks下游倾斜45°”粗糙壁的流向分散应力高于“朝上游倾斜45°”粗糙壁；垂向和横向分散应力远小于流向分散应力，其中“随机取向”粗糙壁的垂向和横向分散应力幅值最高。     

轮盘低周疲劳模拟件设计及试验

航空发动机轮盘长时间在交变大载荷下工作，其盘心、螺栓孔、端齿等应力集中的特征部位容易发生低周疲劳失效。为准确评估轮盘特征部位的疲劳寿命，需设计反映应力梯度的模拟件并开展相应的疲劳试验，从而为发动机结构设计提供重要依据。现有的模拟件设计方法通常保证危险点一定范围内的应力/应变分布与真实构件的一致，但这些方法对“一定范围”的定义缺乏理论依据且未能形成统一认识。为此，提出了一种临界距离范围内SWT参量分布一致的模拟件设计方法，建立了轮盘盘心、螺栓孔、端齿等危险部位的模拟件设计方法，并开展了模拟件的低周疲劳试验。将端齿模拟件100%转速对应的平均疲劳寿命与轮盘旋转疲劳试验结果对比，相对误差为7%，且均为表面薄弱晶面起裂。最后，讨论了该模拟件设计方法的稳健性。     

冲击载荷作用下的锥壁失效仿真及试验验证

根据航空发动机支承锥壁结构受力特点,对风扇叶片飞失冲击载荷作用下的锥壁失效破坏机理进行了研究.利用显式动力学有限元仿真方法,对冲击载荷作用下的锥壁结构动态失效过程进行了瞬态分析.开展了对锥壁的落锤冲击试验,并与分析结果进行了对比验证.试验和分析结果表明:冲击载荷作用下锥壁减薄处破坏为剪切失效破坏.采用的显式动力学有限元...     

涡轮动叶部分吸力侧肩壁凹槽状叶顶气热和冷却性能研究

为了获取高性能的燃气涡轮动叶叶顶结构和气膜冷却布局，采用数值求解三维Reynolds-Averaged Navier-Stokes (RANS) 方程和标准 湍流模型的方法研究了涡轮动叶部分吸力侧肩壁的凹槽状叶顶气热和冷却性能。数值模拟得到的动叶平叶顶传热系数与实验数据吻合良好，验证了数值方法的准确性。对比0.95吹风比时动叶凹槽状叶顶沿中弧线和近压力侧布置的2种气膜冷却布局的叶顶泄漏流动形态、传热系数和气膜冷却有效度，指出近压力侧的气膜冷却布局B的总压损失大于沿中弧线的气膜冷却布局A；但近压力侧的气膜冷却布局B具有更好的冷却效果。基于近压力侧气膜冷却布局的凹槽状叶顶结构，通过切除尾缘处不同轴向长度的吸力侧肩壁，设计了5种不同的部分吸力侧肩壁的叶顶结构。结果表明：切除10%吸力侧肩壁的Case 7能有效降低总压损失，平均总压损失系数相比完整肩壁的Case 2降低了6.3%；叶顶净热流密度减少和传热系数分布与Case 2基本相同，尾缘处的冷却效率因冷气受到压制附着于叶顶而提高。     

倾斜射流撞壁铺展的数值仿真

为了加深对射流撞壁铺展形成液膜的认识，开展倾斜射流撞壁数值仿真研究。采用网格自适应加密技术对射流撞壁后的液膜铺展过程开展两相数值仿真研究，获得并分析了典型工况下液膜铺展的过程、流场结构以及射流撞壁区局部流动特征。从数值仿真结果中能清晰地分辨出液膜的关键特征，与试验结果的对比也表明了数值仿真方法的可行性与准确性。通过数值仿真发现，射流撞壁后，流动以滞止点为中心，呈辐射状向四周铺展，汇入液膜边缘处水跃区后流动方向偏转，并继续向下游流动，这是射流撞壁铺展形成液膜的基本过程；液膜的惯性力驱动着液膜呈辐射状向外铺展，而在液膜边缘位置处的表面张力和壁面接触角的影响下，液膜边缘形成高压区推动液膜收缩，液膜惯性力在壁面的剪切作用下逐渐减小，直至减小到与液膜边缘处表面张力等其他作用力相平衡，从而确定液膜的边界；数值仿真结果也验证了撞壁区流动的滞止点处于射流与壁面的椭圆形接触面的一个焦点附近。     

基于QoS的卫星网络k端可靠性分析

针对现有可靠性分析方法不能适应卫星网络中信息传播时延长，业务需求多样，导致计算准确性低的问题。考虑卫星工作的多状态特性，研究了多状态下卫星网络可靠性的问题，提出了一种基于QoS的卫星网络k端可靠性分析算法。首先，进行节点融合，对非融合元素采取置零取非操作，进行网络拓扑邻接矩阵变换，得到连通k个节点的路径。相较于传统方法有效地减少了矩阵变换次数，避免了冗余链路的产生。然后，为提升可靠度计算的准确性，根据不同业务的QoS约束条件和链路当前状态，确定网络中满足条件的可用路径，最后，由链路当前状态的可靠度计算出不同业务下的k端路径可靠度。研究结果表明：相较于其他算法，本算法不仅提升了卫星网络在不同业务下k端路径可靠度计算的准确性，而且计算效率提升了33.3%。     

物理启发的深度学习模型及其在热端部件散热中的应用

热端部件散热是众多空天设备的关键技术。表面温度分布是散热设计中用到的重要信息,常规的解析建模手段和机器学习方法均无法有效地表达此类高维信息。近年来兴起的图像深度学习算法是解决表面温度信息预测的有效手段。然而,现有的基于大数据的深度学习方法往往对于物理数据和小样本数据不适用,体现为泛化精度差、数据兼容性差、可解释性差。因此,有必要结合传热的先验知识发展物理启发的新型深度学习算法,以增强高自由度、高复杂度散热对象上的设计能力。本文基于卷积算子和有限差分求解方式的类比关系,提出了一种物理启发式的循环卷积神经网络。以横向出流的冲击冷却为例,开展了变计算域大小、变工况、变尺寸的批量数值模拟,获取了冲击冷却关键特征的小样本图像数据。进一步通过神经网络的训练,构建了多参数、大范围内有较好拟合能力的温度、传热系数、压力代理模型。研究结果表明,本文提出的物理启发神经网络模型,对于计算域大小没有限制,可以统一表达不同空间范围内获取的物理数据的共性规律。模型的各类超参设定均具有明确的物理意义,且与经典的微分方程求解理论有一定的类比关系,增强了神经网络调参的方向性。通过传热物理规律与黑箱模型的融合,本文实现了小样本多参数物理数据的共性建模。该方法可以迅速重构热端部件的高维分布信息,可服务于热端部件的快速分析设计以及优化。