蜂窝式轴心通风器油气分离性能计算

为对航空发动机蜂窝式轴心通风器油气分离效率进行研究,建立考虑油气双向耦合的流场计算方法及油滴/壁面相互作用模型,在验证通风阻力及油气分离效率可靠性的基础上,对不同转速、通风流量和环境温度下蜂窝式轴心通风器的油气分离效果进行计算和分析.结果表明:转速的增加会使油气分离效率得到提升,而通风流量和环境温度的增加则导致油气分离效率的降低.蜂窝孔结构的加入对通风阻力影响不大,却对通风器的滑油分离过程起主要作用,计算表明其对滑油分离贡献率在80%以上.      

结合不确定度的发动机模型辨识气路诊断

针对航空发动机气路诊断中测量参数个数小于待诊断参数个数的不适定问题,利用了发动机平衡技术,结合非线性的发动机数学模型,并综合考虑了测量参数的不确定度和理论模型部件性能的不确定度,建立了一种结合不确定度的发动机气路故障诊断辨识算法——变分加权最小二乘法,并将该算法应用于某发动机的诊断分析中.结果表明:运用该方法可分析出测量数据和模型计算数据之间的差别,同时,利用所得的故障参数修正量修正原发动机数学模型,使模型计算推力与试验测量推力最大偏差由8.25%减小到1.66%,耗油率最大偏差由6.25%减小到1.50%.      

TC6钛合金超塑性变形

对TC6钛合金在800~900℃温度区间内,分别进行应变速率为0.0001~0.1 s-1的恒应变速率法拉伸实验和最大m值法超塑性拉伸实验,获得拉伸过程应力-应变曲线,并采用金相显微镜对拉伸后断口附近显微组织进行分析。结果表明：TC6合金表现出良好的超塑性性能,随着应变速率或温度的升高,伸长率先增大后减小,恒应变速率拉伸时,在温度850℃、应变速率0.001 s-1条件下伸长率可达到993%;在同一变形温度下最大m值法拉伸能获得比恒应变速率法更好的超塑性,850℃时伸长率达到1353%;TC6合金在超塑性变形过程中发生了明显的动态再结晶,并随着应变速率和温度的升高动态再结晶行为增强。     

爆震燃气轮机的变比热容热力循环性能

为分析变比热容下爆震燃气轮机的热力循环性能,建立了考虑比热容随工质成分及温度变化的爆震燃气轮机热力循环模型,分析中同时考虑了压气机、燃烧室、透平等部件的效率.在不同比较条件下,利用变比热容法对比分析研究了燃气轮机爆震循环(DCGT)、Brayton循环和Humphrey循环燃气轮机的热力循环性能.计算结果表明:与Brayton循环相比,DCGT具有较大性能优势;在透平前温度为1620K且压比为16.5时,DCGT热效率较Brayton循环高28.8%;在无量纲吸热量为4.25且压比为16.5时,DCGT热效率则较Brayton循环高30.7%.      

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.      

混合总线测控系统在R0110燃气轮机低排放试验中的应用

针对R0110燃气轮机低排放试验内容的要求,提出了对试验平台的测试与控制系统的设计方案,并详细介绍了该试验平台测试系统与控制系统的硬件与软件结构和功能的实现,其中通过利用混合总线方式将原测试系统与新测试系统相结合,扩展了试验器的测试能力.根据试验中多路燃料供给规律的要求,提出燃料供给手动、自动2种控制方式,进一步提高了试验控制上的智能性.在自动控制程序设计中,充分考虑了燃料供应的风险,并制定了相应的处理方案,保障了试验的顺利完成,而且提高了该试验器的智能化水平和整体测控能力.     

DD6镍基单晶涡轮转子叶片失效分析

为了排除某航空发动机DD6镍基单晶高温合金涡轮转子叶片在室温振动试验中发生的裂纹故障,对故障叶片进行了外观检查、断口分析、表面检查、解剖检查、化学成分分析、金相检查、应力分布计算及热模拟试验,确定了故障叶片裂纹的性质和产生原因.结果表明:涡轮转子叶片裂纹为高周疲劳裂纹,叶片局部区域存在异常的γ'筏排组织是导致该叶片产生早期疲劳开裂的主要原因,且附近区域腐蚀过重及结构上处于应力集中区,也促进了疲劳裂纹的萌生及扩展.针对这些故障,建议优化叶片结构并对腐蚀检查进行严格监控,防止出现γ’筏排组织及腐蚀过重现象,从而避免此类故障再次发生.     

基于一致性融合和神经网络的航空发动机气路系统故障诊断方法

以信息融合为基础,运用GRNN神经网络对航空发动机气路系统进行故障诊断,提出了一种基于一致性融合和神经网络相结合的故障诊断方法。试验结果表明,该方法能快速识别航空发动机气路系统故障,并且对其他机械设备的故障诊断具有一定的参考价值。     

燃气的基准表及图制定

本文在阐述基准的热力学概念基础上,提出了燃气基准的计算方法,应用CHAPPELL推荐的有关燃气热力性质表达式,导出计算燃气基准的公式,通过微机计算,将结果整理成燃气基准的有关表、图。     

Calculation of the transonic dip of airfoils using viscous-inviscid aerodynamic interaction method

A numerical procedure for the calculation of the transonic dip of airfoils in the time domain is presented. A viscous-inviscid aerodynamic interaction method is taken to calculate the unsteady aerodynamic loads. In the present case the integral boundary layer equations are coupled with the Transonic Small Disturbance (TSD) Potential Equation. The coupling between structural motion and aerodynamic loads is carried out using State Space equation. It is solved by State Transition Matrix technique. Results are presented for NACA 64A010 and NLR 7301 airfoils with structural data from Isogai and DLR, respectively. Comparisons show good agreement with other numerical results. Certain deviations of experimental data taken from literature need more insight in the detailed test conditions.