斜面兜孔圆柱滚子轴承的高速防打滑特性

为解决航空发动机主轴圆柱滚子轴承的打滑问题,提出一种具有斜面兜孔结构的圆柱滚子轴承,并对其高速防打滑特性展开研究。利用Hertz接触理论及弹流润滑、流体动力润滑的经验公式,建立了滚子-内外套圈滚道、兜孔-滚子、保持架-外圈引导面的接触模型。运用多体运动学及牛顿-欧拉动力学理论,建立了轴承径向平面内的三自由度动力学模型,在此基础上,利用龙格库塔数值积分法进行了轴承的动力学数值仿真,探讨了兜孔前后壁倾角对轴承打滑的影响规律,分析了兜孔前壁倾角为5°、后壁倾角为10°下轴承的高速打滑特性,结果表明：兜孔的前后壁倾角对轴承打滑有显著影响,通过对其进行优化,可有效抑制轴承的高速打滑。     

导流槽构型对火箭起飞时流场和声场的影响

为了研究四喷管运载火箭起飞时火箭周围噪声环境问题,建立燃气/空气双组分的可压缩流动模型,采用2阶Roe格式、SAS(scale-adaptive simulation)湍流模型和声学类比积分法Ffowcs-Williams Hawkings(FW-H)求解三维Navier-Stokes方程。以单机火箭的噪声问题为对象开展数值模拟,并将噪声数值计算结果与试验数据对比,误差在3dB以内(相对误差小于1.6%),验证预测噪声方法的有效性,进而研究四喷管运载火箭起飞阶段采用不同导流槽构型对箭体舱段区域噪声环境的影响,结果表明:在相同噪声接收点处,单侧导流槽对应的总声压级比双侧导流槽大,两者的总声压级(OASPL)之差最大为10.7dB。另外,当采用单侧导流槽时,沿周向接收点的噪声总声压相对单侧导流槽中心截面呈对称分布,而且沿导流出口方向逐渐增大。所建立的噪声数值方法为大推力捆绑运载火箭舱段的噪声环境预测及其控制提供一定参考。     

航空发动机低压转子系统的动力学相似设计方法

提出了航空发动机转子系统动力学相似设计方法,以便采用模型替代实际结构对其动力学特性进行研究。基于转子系统的动力学等效原则,通过动力学优化方法建立全尺寸原型的相似等效模型。综合采用方程分析和量纲分析推导转子系统的动力学相似准则,并根据转子设计参数的相似关系建立相似等效模型的缩比模型。基于模型修正方法对三维设计模型的相似误差进行修正,得到预测精度较高的动力学相似模型。以双转子发动机低压转子试验模型的动力学相似设计为例,通过有限元仿真对动力学相似设计方法的有效性进行了验证。结果表明:在设计转速范围内,通过该方法得到的动力学相似模型能够有效预测全尺寸原型的临界转速和不平衡响应,前三阶临界转速的相似误差分别为3.09%、1.75%和0.31%,对应振型的相关性均大于0.93。该方法具有较高的实用价值,可为发动机整机动力学相似设计提供参考。     

基于混沌理论的滚动轴承振动信号融合模型预测

提出融合算法模型,在混沌理论的基础上对滚动轴承振动信号进行预测。基于相图法、最大Lyapunov指数法和关联维数法对滚动轴承振动信号进行混沌判别,证明其混沌性。以预测值和真值间差值范数最小为目标导向优化出Kriging模型、最小二乘支持向量机(LSSVM)模型和极端学习机(ELM)模型的权重,加权法构建融合算法模型。相空间重构法构建滚动轴承振动信号预测的训练样本,并对融合模型、Kriging模型、LSSVM模型和ELM模型进行训练,训练好的模型用于振动轴承振动信号混沌预测。以案例1和案例2共两个实验的滚动轴承振动信号为对象进行验证,两案例的最大Lyapunov指数大于0,从而判断这两个案例的轴承振动信号呈现混沌特性。另外,从方均误差、方均根误差和平均绝对误差指标来评价,融合算法模型的指标值均小于单一模型算法,融合算法模型的预测精度优于单一模型算法。     

民用航空发动机型号审定概念设计阶段风险模型

为了在审定项目概念设计阶段识别潜在风险并规划处理措施以提高审定效率,通过综合条款分类统计、符合性方法及实施风险、技术要点解析等方法建立了典型民用航空发动机概念设计阶段工作模型,并开发了条款工作状态信息表。模型在某型民用航空发动机型号审定的实施识别了278项潜在风险,并针对典型结构完整性条款从要求确定到设计实现各个过程的潜在风险进行了详细分析,验证了模型的有效性。     

不同环境因素对引压管腔动态特性影响

为了探索引压管腔在动态压力校准和使用中不同环境因素对动态特性的影响,推导了管腔传压模型和谐振频率关系式,确立了影响管腔动态特性的参数,包括静态压力、温度、气体介质等。采用引压管腔专用实验装置进行了不同环境参数状态的实验验证,结果表明:静态压力仅会影响管腔在谐振频率附近的输出,随着静态压力的增大而非线性增大,对动态特性并无明显改变;温度会改变管腔的谐振频率和动态特性,随着温度的升高,谐振频率增大但输出幅值随之减小;气体介质的不同会彻底改变管腔动态特性,主要取决于介质的声速。该研究为引压管腔在使用环境下数据的评价和数据修正上提供了一定参考依据。     

Water takeoff performance calculation method for amphibious aircraft based on digital virtual flight

Owing to the strong coupling among the hydrodynamic forces, aerodynamic forces and motion of amphibious aircraft during the water takeoff process, the water takeoff performance is difficult to calculate accurately and quickly. Based on an analysis of the dynamics and kinematics characteristics of amphibious aircraft and the hydrodynamic theory of high-speed planing hulls, a suitable mathematical model is established for calculating the hydrodynamics of aircraft during water takeoff. A pilot model is designed to illustrate how pilots are affected by the lack of visual reference and the necessity to simultaneously control the pitch angle, flight velocity and other parameters during water takeoff. Combined with the aerodynamic model, engine thrust model and aircraft motion model, a digital virtual flight simulation model is developed for amphibious aircraft during water takeoff, and a calculation method for the water takeoff performance of amphibious aircraft is proposed based on digital virtual flight. Typical performance indicators, such as the liftoff time and liftoff distance, can be obtained via digital virtual flight calculations. A comparison of the measured flight test data and the calculation results shows that the calculation error is less than 10%, which verifies the correctness and accuracy of the proposed method. This method can be used for the preliminary evaluation of airworthiness compliance of amphibious aircraft design schemes, and the relevant calculation results can also provide a theoretical reference for the formulation of flight test plans for airworthiness certification.     

空间电动力绳系电流峰值点变化规律研究

为研究电流峰值点在几种影响因素下的变化规律,建立一种能够捕捉绳系电子发射与收集自洽平衡过程的新算法——电路空间耦合算法。为验证该方法的计算精度,以1.35kW霍尔推力器为等离子体源,在真空舱内开展绳系的电荷收集试验,在电路参数方面,计算精度约为12.8%,在场参数方面,计算精度约为3.6%。在此基础上,针对不同偏置电压、绳系长度以及绳系直径,对绳系的绳上电流分布、电势分布以及空间电势分布等参数进行数值计算。结果显示:电动力绳系的电流峰值点会随着偏置电压升高、绳系长度增加及绳系直径增大而发生比例上的向阳极端漂移,揭示了电子轨道运动限制的机制在各类壁面电荷输运机制中占优,导致电流峰值点漂移的产生。     

Sensitivity analysis of flowfield modeling parameters upon the flow structure and aerodynamics of an opposing jet over a hypersonic blunt body

Implementation of an opposing jet in design of a hypersonic blunt body significantly modifies the external flowfield and yields a considerable reduction in the aerodynamic drag. This study aims to investigate the effects of flowfield modeling parameters of injection and freestream on the flow structure and aerodynamics of a blunt body with an opposing jet in hypersonic flow. Reynolds-Averaged Navier-Stokes (RANS) equations with a Shear Stress Transport (SST) turbulence model are employed to simulate the intricate jet flow interaction. Through utilizing a Non-Intrusive Polynomial Chaos (NIPC) method to construct surrogates, a functional relation is established between input modeling parameters and output flowfield and aerodynamic quantities in concern. Sobol indices in sensitivity analysis are introduced to represent the relative contribution of each parameter. It is found that variations in modeling parameters produce large variations in the flow structure and aerodynamics. The jet-to-freestream total-pressure ratio, jet Mach number, and freestream Mach number are the major contributors to variation in surface pressure, demonstrating an evident location-dependent behavior. The penetration length of injection, reattachment angle of the shear layer, and aerodynamic drag are also most sensitive to the three crucial parameters above. In comparison, the contributions of freestream temperature, freestream density, and jet total temperature are nearly negligible.     

空心气冷低压涡轮动叶气热耦合数值模拟

以空心气冷低压涡轮动叶为研究对象,采用高质量的流体域和固体域网格控制技术,带转捩模型的双方程SST湍流模型,开展了基于CFD方法的叶片气热耦合问题研究。获得了不同冷气流量比(分别为1.0%,1.38%,1.8%和2.2%)、温比(分别为2.1,2.25,2.3,2.4和2.5)和压比(分别为1.4,1.6和1.8)对叶片换热特性的影响规律,设计状态中截面按弧长平均的叶片壁面金属温度计算值较试验值偏小0.3%,气热耦合计算的叶片壁面温度分布与试验结果吻合良好,验证了气热强耦合计算方法的精度,为涡轮叶片温度场分析提供了一种有效的方法。