典型阶梯篦齿高转速密封性能试验

在高转速密封试验设备上，进行了实际尺寸阶梯篦齿压比(1.05～28)、相对密封间隙(齿尖密封间隙和齿宽比)(24～40)、泄漏流雷诺数(1900～28000)及旋转速度(0～12000r/min)等对密封性能影响的试验。结果显示:篦齿流量系数随压比变大而上升，随相对密封间隙变大而降低；转速低于5000r/min时，旋转对篦齿流量系数影响不明显，高转速、小压比时，篦齿流量系数随转速的升高而降低，降幅超过301%；较小雷诺数下，篦齿流量系数随雷诺数的减小快速降低，雷诺数超过6000以后，篦齿流量系数受雷诺数的影响不明显；气流通过阶梯篦齿第一道齿的压力损失最小，通过最后一道齿的压力损失最大，通过中间各齿的压力损失相当。基于试验测试数据，修正了典型阶梯篦齿流量系数的求解关系式，修正后的关系式计算值与实测值吻合良好。      

叶栅式反推力装置开启过程的三维非稳态数值模拟与分析

针对涵道比为8的涡扇发动机叶栅式反推力装置，计算分析了反推力装置运动部件在不同运动控制规律下的开启过程对外涵流场、风扇背压、阻流门受力等影响。结果表明:在反推力装置开启过程总时间一定时，随着阻流门开始旋转的时间点向后推移，风扇背压的脉动强度增大，而阻流门受到的气动载荷会减小，存在折中的阻流门开始旋转时间点，即移动外罩开启1/3后阻流门开始旋转；开启反推力装置总时间变化对风扇背压脉动强度和阻流门受力的影响较小；紧急停飞状态下开启反推力装置，风扇背压脉动强度最大值达到20%，超过允许值，而阻流门所受到的最大气动载荷达到4500N，相当于正常开启反推力状态下的4倍以上。      

单头部/扇形/全环燃烧室贫油点火性能换算

通过单头部、扇形和全环燃烧室的点火性能试验，对比了3种试验件贫油点火边界结果的关联与差异，同时对差异原因进行了讨论分析。进一步地，基于Lefebvre点火模型，通过数据拟合处理方法获得了各试验件贫油点火边界的经验公式，并得到它们之间的换算方程。研究表明:不同类型燃烧室试验件的贫油点火边界变化规律相同；同一状态做对比，全环试验件的贫油点火油气比则明显低于单头部和扇形件的相应值。      

高涵道比涡扇发动机结构与力学性能定量评估

针对高涵道比涡扇发动机结构设计需求，提出转子系统、承力系统和整机的结构效率评估参数，建立了结构设计参数与力学特征参数之间的联系。典型发动机评估结果表明:受大尺寸风扇限制，高涵道比涡扇发动机低压转子系统的平均应力系数在0.2~0.3之间，低于其他类型的航空燃气涡轮发动机。在工作转速范围内，低压转子不可避免地存在弯曲型临界转速，须将转子连接结构设计在低应变能区域。机动飞行中，整机的转静间隙值变化范围为［-1.4,1.0］mm，低压涡轮是间隙控制的重点位置。      

风扇转子叶片防颤振设计技术

以某两级风扇为对象开展防颤振设计技术研究。风扇转子叶片设计中，选择了合适的展弦比，既考虑到气动性能水平，还考虑到结构质量和颤振稳定性。采用流固耦合能量法评估所设计风扇的各排转子叶片的颤振稳定性问题，并通过叶片厚度、三维造型、根尖弦长比等设计参数的调整消除颤振风险。研究结果表明:展弦比不应是方案设计阶段防颤设计唯一的关注参数；在叶尖跨声速的转速更容易发生颤振现象；较强的叶尖前缘激波会造成较强的流固耦合作用，形成复杂的气动功分布结构；叶片厚度和尖根弦长比等参数是改善叶片颤振风险的有效参数。      

涡轮盘关键部位多圆弧设计及多变量优化

为得到质量最低且满足设计准则要求的涡轮盘结构形式，研究了多圆弧过渡对涡轮盘关键部位应力的影响。提出了双圆弧和三圆弧结构设计方案并推导了几何关系，为过渡圆弧的改进与优化提供了理论上的支持。通过有限元计算，获得了多圆弧结构参数对涡轮盘应力的影响规律。基于ANSYS Workbench优化平台及参数化建模技术，筛选了优化设计变量，以涡轮盘总质量最小为优化目标，以等效应力为约束对涡轮盘关键部位进行了多变量优化。结果表明:经过优化设计，两个关键部位的最大应力分别降低662%和11.40%，涡轮盘的质量减小0.16%。本文的研究结果为涡轮盘的多圆弧设计和工程应用提供了有益参考。      

三旋流燃烧室的数值模拟与试验

为研究三旋流高温升燃烧组织技术，借助CFD技术对三旋流单头部燃烧室进行了数值模拟，采用结构化网格生成技术、realizable k ε湍流模型、PDF（概率密度）燃烧模型等对其进行模拟计算，获得了燃烧室内流场和燃烧场分布及各方面的燃烧性能参数，同时试验研究了三旋流单头部燃烧室的火焰筒壁温、出口温度分布、燃烧效率、排气冒烟数。结果表明:三旋流燃烧室的温升高达1130K，燃烧效率超过99％，火焰筒壁温分布较好，冒烟数不高于20；所采用的数学模型合理、计算方法可行，与试验数据基本吻合，其结果可为三旋流燃烧室设计提供参考。      

修正平均应力法预测轮盘破裂转速的试验研究

基于修正平均应力法，分析了TC17钛合金压气机轮盘型面尺寸参数对径向和周向破裂转速的影响，并对破裂模式的转变进行预判。进而设计了针对径向破裂模式的轮盘试验件，并开展了TC17钛合金压气机轮盘的破裂试验。轮盘破裂试验结果与修正平均应力法计算结果吻合较好，计算的破裂转速储备与试验结果的误差由修正前的7.24%下降为修正后的0.72%，可为工程应用提供依据。     

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。     

航空发动机涡轮叶片接触式测温技术应用进展

航空发动机涡轮叶片测温技术能够揭示涡轮叶片的温度分布情况，对其开展性能评估、失效分析和优化设计具有重要意义。涡轮进口温度的不断提升对应用于航空发动机涡轮叶片的测温技术提出了更高的要求。现有的航空发动机涡轮叶片接触式测温技术可采集叶片表面温度和近表面气流温度，本文主要介绍了三种应用于涡轮叶片的接触式测温技术，包括薄膜热电偶、测温晶体和示温漆，简要说明了三种测温技术的工作原理，归纳了国内外应用现状，总结了各自的优势与不足，并对其发展方向进行了展望。