基于中子衍射技术的涡轮后机匣内部残余应力评估

针对某航空发动机斜支板涡轮后机匣试车后出现的裂纹故障，利用中子衍射技术对后机匣进行了内部残余应力测试分 析。建立了后机匣K4169合金中子应力快速测量方法，实现了应力测量精度≤20 MPa，最短单点测量时间≤5 min，1维空间分辨率≤1 mm。建立了K4169合金部件表层应力梯度的中子测量与解析方法，并限定入射束尺寸。利用近表面处衍射强度与质心的关系对衍射信息进行矫正，实现了具有0.1 mm 1维空间分辨率的应力表征能力。开展了后机匣周向和轴向的残余应力分布研究，结果表明：涡轮后机匣基体存在粗大晶粒组织，后机匣外壳存在平均300 MPa的周向压应力，后机匣斜支板存在400～500 MPa的拉应力。裂纹故障与粗晶/细晶组织之间残余应力分布差异有一定关系。     

中心支板参数对RBCC发动机性能影响研究

针对某宽域加速飞行任务下RBCC发动机中心支板主要几何参数设计问题，采用全流道一体化数值模拟方法，在Ma 0.4-6速域内研究支板阻塞比、顶角及长宽比等参数对发动机引射、亚/超燃模态的性能影响规律。结果表明，随着阻塞比增大，各模态下空气流动受压缩作用增强，燃烧反应更加充分，发动机总推力有0.13%-5%的提升；随着顶角增大，除Ma 2.5工况由流道截面构型变化引起激波形成外，增强的支板前缘激波使得燃烧反应位置较为集中，燃料喷注贯穿主流深度提高，较为充分的燃烧释热使得发动机总推力有2.2%-5.7%的提升；随着长宽比减小，在Ma 0.4-4条件下，增大的流道面积有利于煤油横向扩展，较好的氧燃掺混使得发动机总推力有2%-4.8%的提升，而在Ma 6条件下，支板前缘激波的减速增压作用逐渐减弱，发动机总推力可降低5.2%-7.1%。所得结论可为RBCC发动机中心支板设计参数选择提供依据。     

航空发动机弹支-测力环双向轴向力测试方法

为满足某型航空发动机三支点推力轴承轴向力测试要求，提出了弹支轴向力传感器和测力环并行测量方法和双向轴向力组合标定方法，给出了弹支轴向力传感器测量原理，开展了弹支轴向力标定仿真分析和试验研究，给出了中央传动齿轮箱（IGB）和棒轴承对标定结果的影响，并与发动机测力环测试结果进行了对比，研究表明：弹支轴向力传感器输出受安装位置和对象影响较大，有未装配IGB和棒轴承的标定数据偏差分别可达73.4%和17.8%，按发动机实际装配关系进行标定组件装配才能提高测量精度。发动机实测结果表明：弹支轴向力传感器多通道全桥取均值的测量方法和测力环轴向力数据趋势一致，由此验证提出的双向弹支轴向力测试方法具有很高的工程应用价值。     

带凹腔的支板火焰稳定器三维大涡模拟

为研究支板冷态流场,应用LES(大涡模拟)的方法对带凹腔的支板火焰稳定器在Ma=0.06和 Ma=0.09两种工况下分别进行三维数值模拟.对比试验和仿真结果表明:三维大涡模拟结果具有与试验相似的流场结构,定量对比试验和LES结果的尾涡脱落频率的最大相对误差为9.4%；支板尾部截面流向时均速度的最大相对误差为7.7%.表明数值模拟方法和边界条件设置的正确性和可信度.又对支板的三维流场进行分析:速度越大,支板尾涡的尺寸和强度越大；支板流场存在明显的三维效应,并且随着速度变大,三维效应越明显.      

航空发动机进口支板外部热气膜对水滴撞击特性的影响

设计了4种不同气膜缝角度的防护结构，发展并验证了基于欧拉法框架的水滴撞击算法，针对直径为20μm的过冷小水滴，定量分析了气膜缝角度和吹风比对支板壁面水滴撞击特性的影响规律.研究结果表明，外部热气膜射流对水滴有明显吹袭作用，导致壁面平均局部水收集系数和撞击极限减小，而且气膜缝开孔位置越靠近支板前缘，吹袭水滴效果越明显.4种结构的平均局部水收集系数与无气膜缝结构相比分别下降了82%，8%，1%和0.5%.此外，吹风比增大会导致前缘最大局部水收集系数和撞击极限的减小变明显，尤其是气膜缝角度为5°结构的水滴撞击特性受吹风比影响最显著.前缘区域局部水收集系数呈现了相似的分布规律；支板后部区域，当吹风比增大到一定程度时，水滴被完全吹除.      

带凹坑楔形通道内射流冲击换热特性实验

为了获得发动机进气道支板的热气防冰特性，采用热色液晶全表面瞬态测温技术对带凹坑楔形通道内表面开展冲击换热实验。研究了射流雷诺数，凹坑间距，射流入口到凹坑的距离和凹坑排数对壁面努塞尔数分布和大小的影响。结果表明:带凹坑壁面的平均换热效果要强于光滑壁面，两者的努塞尔数均随雷诺数的增加而增大。壁面的局部努塞尔数在凹坑尾缘出现一个峰值，凹坑间距越小，侧壁的平均换热效果越强。在小雷诺数时，凹坑的位置靠近出口缝，能够较大的增强侧壁的换热；在较大雷诺数时，凹坑位置越靠近前缘，则越能增强前缘的换热效果。当凹坑的排数增加，壁面的平均努塞尔数增大。