爬升阶段涡扇发动机核心流道吸鸟适航审定

研究涡扇发动机核心流道吸鸟对发动机的影响，分析核心流道吸鸟与风扇叶片鸟击的损伤模式及关键要素的差异。采用光滑粒子流体动力学方法开展某发动机风扇增压级内涵的吸鸟数值模拟，研究吸鸟位置、鸟速和风扇转速等关键参数对鸟体碎片轨迹及质量分布的影响，确定核心流道吸鸟最严苛工况条件。结果显示：鸟撞击进口导流叶片中心位置时鸟体切片质量较大；在较高鸟速和较低风扇转速下进入内涵的鸟体切片质量较大。研究结果支撑了某型涡扇发动机核心流道吸鸟专用条件的制定，要求在典型的爬升阶段允许的最大爬升速度以及最小风扇转速条件下开展吸鸟试验，同时试验用到的这只鸟的撞击位置应该使吸入核心流道的鸟的质量最大。     

模拟转子叶片丢失后外传载荷影响特性研究

航空适航法则及相关安全性标准中均对航空发动机叶片丢失后的安全性设计提出了要求，为此需要明确关键零件在叶片丢失后所承受的载荷环境。本文利用Newmark-β法求解载荷传递系统的瞬态运动微分方程，得到振动响应与力载荷的关系。设计了模拟转子不平衡响应试验，进行突加不平衡质量后的转子响应测试，进而通过试验件内外振动响应获得了冲击载荷的传递规律。同时为研究阻尼在叶片丢失外传载荷中的影响效果，通过控制对试验件阻尼器是否供油，进行了有支点阻尼及无支点阻尼的振动响应对比试验。研究结果表明，冲击载荷在通过静子件后会产生明显衰减，本文试验对象传递比最高仅为53%，远离转子支承处所承受的载荷远低于转子支承处的载荷。同时，阻尼会明显降低冲击瞬间的外传载荷，但对转子稳定后的稳态载荷影响较小。本文研究表明：进行航空发动机叶片丢失条件下安全性分析时，需考虑冲击载荷的衰减及阻尼影响。另外，合理的阻尼器布局将有效降低叶片丢失时产生的冲击载荷作用，有助于提升发动机的抗冲击能力。     

高背压等离子点火器及其液体燃料点火特性实验研究

航天应用的液体火箭发动机及燃烧型加热器燃烧室室压高、燃料流量大、温度低、有重复启动需求，实现安全可靠点火的难度较大。针对这些需求，研究了一种采用高背压设计的电弧等离子体点火器。实验研究了Ar，N₂气体工质在高进气压力下的伏安特性，发现N₂在宽压力范围内适用于点火。发射光谱分析表明，在高达数MPa的进气压力下，Ar，N₂等离子体射流电子密度符合局部热力学平衡判据（LTE判据），点火能量集中。N₂等离子体整体温度低于Ar，但阳极喷口附近温度高于Ar，N₂等离子体射流火焰长，卷吸沿程空气造成射流平均温度偏低，但有助于低温液体推进剂的蒸发混合和强化点火。等离子体射流引起了臭氧和氮氧化物的形成，具有促进点火和化学反应的作用。背压提高引起电源输出电压升高，提高供气压力和电流，有助于点火器在高背压环境中稳定电压。燃烧型空气加热器燃烧室的点火实验发现，采用N₂等离子体喷注面中心点火，可以在短时间内完成酒精-空气和酒精-液氧-空气的点火，最高燃烧室室压接近5MPa时，点火器仍能稳定工作，多次使用电极烧蚀不明显，在液体火箭发动机的重复可靠点火方面具有很好的应用前景。     

叶片式预旋喷嘴出口流场实验研究

叶片式预旋喷嘴具有尺寸小,落后角大的特点。为了详细研究小尺寸预旋喷嘴的预旋性能,采用五孔探针对叶片式预旋喷嘴的出口流场进行了实验研究。测量了Ma=0.2,0.3时喷嘴出口的压力分布、速度分布和出口气流角度分布,实验获得了喷嘴的落后角和预旋效率,并进行了与实验工况相同的数值计算。通过实验获得的总压云图以及速度云图,可以发现叶片式预旋喷嘴的端壁二次流损失、尾迹损失严重,有明显的边界层分离现象。Ma=0.2时,喷嘴Re数为5.76×104,落后角2.84°,实验测得的预旋效率为0.73;Ma=0.3时,喷嘴Re数为1.06×105,预旋效率提高至0.77。实验模型端壁的影响使预旋效率实验结果偏低6.5%左右。数值结果与实验测得各参数符合较好:数值结果与测得的喷嘴出口截面平均总压、静压偏差在1%以内;出气速度、周向速度以及出气角度与实验结果偏差在4%以内。数值计算表明,叶片式预旋喷嘴的预旋效率基本不受压比影响,随Re数增大先增大后基本不变,最后基本稳定在0.85。     

发动机弹性片裂纹故障分析

本文针对发动机弹性片裂纹故障现象,从故障件工况对比、断口分析等方面进行分析,与其他发动机同类件进行结构比较,并开展模拟变形强度计算等故障原因分析工作。综合分析结果得出:弹性片裂纹故障原因主要是由于为适应发动机结构改变,弹性片长度增加导致应力增大造成的。     

基于随机维纳过程的航空发动机性能衰退研究

针对发动机下发间隔预测的问题，研究了发动机性能衰退规律。基于发动机排气温度裕度（EGTM）数据，建立了随机维纳模型，并使用严酷度因子修正模型，表征不同的工作条件对发动机的影响。利用期望最大化（EM）算法结合贝叶斯定理，对模型参数求解，最终得到了基于性能衰退的发动机平均下发间隔。研究结果表明，在严酷度因子为1.2696的使用条件下，某型号航空发动机性能衰退平均下发间隔为8219循环；基于该模型预测的发动机平均下发间隔与厂商建议的下发时间之间的误差仅为1.7%。     

涡轮基组合循环发动机分布式控制系统通信网络混合拓扑结构优化方法

涡轮机组合循环(Turbine based combined cycle,TBCC)发动机控制系统通信网络拓扑结构是其分布式控制系统方案设计的重要部分,优化网络拓扑结构可提高发动机推重比和控制系统可靠性。本文基于智能优化算法提出TBCC分布式控制系统网络拓扑结构优化方法。基于图论建立TBCC几何模型和网格模型,以重量和可靠性为优化性能指标,同时考虑发动机表面高温区域以及控制节点的工作可靠性,分别采用粒子群算法和遗传算法优化星形结构中智能中央节点位置、中央节点的环形拓扑结构,获得星形-环形混合拓扑结构。仿真实例表明,基于本文方法优化所得的混合拓扑结构相较于星形集中式控制结构,系统重量降低了51.9%。     

预移相型恒温热线(膜)流速计的动态响应方程

分析传统恒温热线热膜流速计(简称 HWFA)动态方程后,提出了一种新型HWFA 线路模型——主电桥预移相模型,推导出真实条件下小扰动动态响应方程,并按此原理设计制造了崭新的高性能 IFV—900型 HWFA 样机。该机全部革除了传统HWFA 的三个调节参量,大大地简化了调节步骤;不自激振荡的范围明显增宽,极大地减少了使用上的麻烦;频带宽度比当今世界流行的 HWFA 增宽了2～5倍;加上一系列智能化功能后使自动化程度达到了新的高度。这一新型 HWFA 的问世将可能导至 HWFA技术的重大改进和新的变革。首先阐明主电桥预移相模型的提出和真实条件下小扰动动态响应方程的推导。随后将用若干姐妹篇阐明动态方程频率响应调节元物理值的解析解,频率特性实验分析手段的电扰动试验响应情况的理论分析等内容。