航空发动机燃烧室出口高温热电偶校准技术

在高温校准风洞上,对测量航空发动机燃烧室出口温度气冷式和非气冷式这两种形式的高温热电偶进行校准,确定了高温热电偶的辐射修正系数.校准实验结果表明:高温热电偶的辐射误差随气流速度和压力的增加而降低,而且气流温度与航空发动机机匣壁面温度的温差越大,辐射误差也越大.比较两种结构形式的高温热电偶,非冷却式高温热电偶的测量误差比气冷式高温热电偶的相对较小.      

液化天然气作为航空燃料的发展趋势及特点分析

为研究液化天然气(LNG)作为航空燃料的可行性,对LNG的特点、发展趋势及作为航空燃料存在的问题进行了分析.采用了横向比较的方法,将LNG与新的航空替代燃料和传统航空燃料进行了比较和计算分析.结果表明:与新的航空替代燃料相比,LNG具有来源广泛、经济性好、发动机适应性强等优点.与传统航空燃料相比,LNG的储量大,可使用100年以上;可燃极限宽、污染物排放低,NOx排放仅为航空煤油的1/4;单位质量能量密度高、成本低,其燃料成本仅为航空汽油的一半,航空煤油的1/3;同时还具有可用于发动机高温部件冷却用的冷能,是一种极富潜力的航空燃料.指出在LNG作为航空燃料方面急需开展动力系统与飞机结构的匹配、燃料相态的有效转化及不同燃料在燃烧室内的反应特性等方面的研究工作.      

多喷嘴构型的轴对称氢氧加热器设计与仿真

为了使氢氧燃烧加热器满足自由射流试验台工作需要并获得均匀的出口气流参数,采用同轴剪切式7个喷嘴轴对称构型喷注器,利用CFD仿真软件对其进行了三维反应流场计算,燃烧模型采用氢氧单步反应模型,获得了设计工况下的参数.计算结果表明:燃烧效率随着中心喷嘴与外围喷嘴距离L与喷注面板半径R之比(L/R)的增大先上升后下降;喷注面板的温度随着L/R的增大而降低,最终维持在600K左右;加热器出口的氧气摩尔分数以及总温的均匀性基本不随着L/R变化而变化;出口主流区的马赫数在6左右满足设计要求.在各个喷嘴的影响区域大致相等时,加热器综合性能良好.氢氧速度比越大,完全燃烧所需区域越短,喷注面板温度越高.与单喷嘴、19个喷嘴的加热器比较发现7个喷嘴的构型较为合理.      

三旋流器加装外套环对燃烧性能的影响

对带有两种不同头部结构（基准型为方案1,头部加装外套环为方案2）的三旋流单头部燃烧室进行了研究,对有两种头部结构的燃烧室进行了流场和燃烧场的数值模拟,在相同的进口试验条件下,用燃气分析法和15点测温耙分别测量了两种头部的燃烧效率、出口冒烟数和出口温度场.结果表明:三旋流器的燃烧效率超过了99.7%,加装外套环后其流场、温度场分布均较基准型有所改善,回流区更加饱满,油气混合和燃油雾化效果增强,出口温度分布系数（OTDF）和出口冒烟数分别降低了36%和25%.      

三元乙丙橡胶薄膜黏接界面温度相关性力学性能

采用双悬臂夹层梁(DCSB)试件对三元乙丙橡胶(EPDM)薄膜黏接界面Ⅰ型断裂的温度相关性进行了研究;采用线弹性断裂力学(LEFM)方法获取了黏接界面断裂能,将其与单轴拉伸所得内聚强度作为双线性内聚力模型(CZM)参数,对不同温度条件下双悬臂夹层梁试件的Ⅰ型断裂行为进行了数值仿真.结果表明:仿真与实验曲线偏差较大,偏差出现的原因主要是未经修正的线弹性断裂力学方法所求断裂能存在较大的误差,需对其进行修正.调整模型参数使仿真曲线与实验曲线重合,获取了黏接界面的准确力学性能参数,采用此参数得到的仿真结果与实验结果具有较高的吻合度,证明了模型的可适用性.     

300M钢激光熔覆耐磨防腐自润滑涂层温度场数值模拟研究

为了提高飞机起落架减震支柱300M超高强钢的抗磨性能,突破由于温度梯度过大诱发的激光熔覆耐磨防腐自润滑涂层裂纹等技术瓶颈,基于ANSYS软件的生死单元法编制热循环程序,考虑自润滑相和耐磨相材料热物性参数随温度的变化、相变潜热、激光熔覆过程中与外界的换热、激光熔覆功率、激光熔覆扫描速率等因素对激光熔覆过程温度场、熔池、温度梯度的影响,建立300M超高强钢激光熔覆耐磨防腐自润滑涂层温度仿真模型。结果表明:基体的熔化需要激光、熔化的粉末等综合作用使传导到该区域的有效能量达到熔化的临界值,熔化高度增加率随激光功率的增加先降低后增加,熔化高度减少率随激光扫描速率的增加先变小后变大;由于激光熔覆的不同区域温度、冷却速率差异等综合因素影响,熔覆层熔池的纵截面为勺状熔池;伴随激光功率的增加,由于熔覆层不同区域对能量输入产生的温度响应速率差异导致Z方向温度梯度值增加,且最大冷却速率增加;伴随激光扫描速率的增加,激光输入能量降低,降低了高温区域温度及激光的快速局部加热等综合影响,Z方向温度梯度值降低。通过调控激光参数,在保持熔覆层结合强度的条件下,基体熔凝区能被控制到最小,并能够降低温度梯度。     

Al/Ni含能多层膜在Al2O3陶瓷/不锈钢焊接中的应用

采用磁控溅射设备,生长AuSn合金做焊料层、Al/Ni含能多层膜做热量提供层,实现了不锈钢和Al_2O_3间的异质材料自蔓延高温扩散焊。利用SEM、XRD和DSC等测试手段表征AuSn合金和Al/Ni含能多层膜的微观形貌、相成分和放热量;用万能试验机测试焊接接头的力学性能。结果表明,AuSn合金的质量比基本达到80∶20,而多层膜的层状结构清晰,反应热达到1 239 J/g。焊接实验结果表明,仅使用AuSn焊料时,剪切强度仅为46 MPa,在增加Al/Ni含能多层膜后,其剪切强度可达90 MPa,强度提高了约一倍。焊接接头的界面显微形貌和相结构研究表明,剪切强度的增强主要是Al/Ni多层膜提供了额外能量使得界面处的反应剧烈,陶瓷金属化层与中间层的反应加剧,形成了新的反应生成物。     

活塞式航空煤油发动机冷启动性能试验

针对启喷转速、燃油温度、点火能量等影响因素,在一台排量650 mL的单缸试验机上,开展了对航空煤油发动机冷启动性能的试验研究。结果表明:随着启喷转速的提高,启动时间呈现先变短后变长的趋势,启喷转速为1 200 r/min时启动时间最短;燃油温度的提高对冷启动性能和燃烧特性都有提升,在本文试验条件下,燃油温度为50 ℃时即可成功启动;提升点火能量对火核形成和火焰传播都有积极影响,可显著缩短启动时间,但当点火能量增大到75 mJ之后,其改善作用已不明显。     

盘腔进气位置对径向预旋系统的影响

为减少径向预旋系统的流动损失,运用数值模拟方法对不同盘腔进气位置的径向预旋系统进行分析,结果表明:随着盘腔进气径向位置的增加,预旋喷嘴出口气流旋流比随之逐渐减小,径向预旋系统的温降系数及总压损失系数均随之逐渐增大。当旋转雷诺数等于7.9×106,盘腔进气位置由低位向高位变化时温降系数最大可增加525%,同时总压损失系数增加3.93%。径向预旋系统内比熵增主要发生在预旋喷嘴和共转腔,约占系统总体比熵增的80%。随着盘腔进气径向位置的增加,径向预旋系统总体比熵增降低,预旋喷嘴比熵增占比逐渐增大,共转腔比熵增占比逐渐减小。     

激光冲击强化对钛合金高温微动疲劳寿命的影响

为了解高温工作环境下激光冲击强化工艺(LSP)对钛合金材料微动疲劳寿命的影响,开展了强化前后TC11钛合金在室温、300°C和500°C下的微动疲劳试验并测试了试验件表层的残余应力及硬度。结果表明:随着温度的升高,激光冲击强化对TC11钛合金微动疲劳寿命的提高倍数逐渐减小。在轴向载荷为400MPa,法向载荷为65.5MPa时,经激光冲击强化后TC11钛合金试验件在室温、300°C和500°C下的微动疲劳寿命分别为强化前的5.5倍、3.5倍和1.7倍;强化后试验件表层的残余应力会在高温下发生松弛,且松弛程度会随温度的升高而增大,这是激光冲击强化效果随温度升高而逐渐弱化的主要原因。