涡轮导向叶片综合冷却特性实验研究

为了优化设计涡轮导向叶片冷气用量,采用红外测温技术对叶栅进出口压比2.378,冷热流体流量比0.059～0.118的叶片综合冷却效果进行了研究,获得了叶片表面综合冷却效果二维分布以及展向平均和区域平均综合冷却效果随流量比的变化规律。结果表明:流量比变化对前缘和压力面区域平均综合冷却效果的影响明显大于吸力面。前缘最大展向平均综合冷却效果出现在滞止线附近,该冷却结构对前缘可以进行有效冷却。流量比由0.059增大到0.118,区域平均综合冷却效果先升高后降低,流量比0.078获得最大综合冷却效果。将设计点流量比从0.098减小到0.078,不仅减少冷气用量,还提高了叶片综合冷却效果。     

高温涡轮气冷叶片冷却效果试验研究

高温涡轮气冷叶片冷却效果试验研究是气冷叶片研制过程中的一个重要环节。把低温低压静态试验台上的试验结果,如何应用到实际发动机运行状态中去是本文研究的主要目的。      

航空发动机低压涡轮转子叶片动应力测量方案设计

针对发动机结构特点和低压涡轮转子叶片动应力测量要求,提出一种基于应变片和遥测技术的低压涡轮转子叶片动应力测量方案。在不改变发动机振动激振因素的情况下,该方案通过整机结构改装设计,解决了测试系统布置、冷却方案设计、应变片走线和改装转子动力学评估等问题。相比于应变片+引电器测量方案,该动应力测量方案具有改装结构小、冷却方案简单、应变片存活率高、验证成本低等优势。通过在发动机上开展的专项动应力测量试验,验证了设计的动应力测量方案的可行性,为低压涡轮转子叶片动应力和阻尼效果的评估提供了试验数据。可为开展整机环境下低压涡轮转子温度场测量等提供技术支持。     

层板冷却导向叶片设计及试验验证

为了提高导向叶片的冷却效率,分析了层板导向叶片的外壁厚、冲击距离和扰流柱直径变化对叶片温度分布的影响,结 果表明：随着冲击距离增加,冲击冷却效率降低,叶片表面温度升高;随着层板叶片外层壁厚度增大,外层壁两侧温差逐步增大;随 着扰流柱直径增大,外层壁两侧平均温度呈现先降低后持平的变化趋势,两侧温差保持不变。结合中国铸造工艺设计了层板冷却 涡轮导向叶片,利用CFX软件对设计的导向叶片流动传热进行计算,利用模拟试验对该导向叶片冷却效果进行验证。计算和试验 结果表明：设计的层板冷却导向叶片冷却温降水平较高,温降均值达到燃气入口温度的40%以上,温降水平计算值比试验值低 7.3%,叶片表面温度分布较均匀,叶片冷却结构设计合理。     

某型涡轮叶片在不同设计状态下冷却效果试验研究

为了适应某发动机改型设计的要求,将其高压Ⅰ级涡轮转子叶片及改型叶片在原型机设计状态和改型机设计状态进行了冷却效果对比试验,录取了改型设计所必需的数据。 试验是在高温涡轮叶片冷却效果试验台上进行的。由于原型机设计状态和第一种改型设计状态的折合参数较高,而试验台提供的参数有限,故采用通常使用的实验关系式法。      

涡轮叶片冷却设计优化方法研究

针对某型发动机高压涡轮工作叶片,采用试验设计方法,通过对内腔边界条件的主效应分析,对涡轮叶片截面温度分布进行优化。同时,对影响叶片内腔不同流动与换热类型的冷却结构元件换热系数的几何参数进行敏度分析。最后通过综合优化,获得在原设计基础上的优化结果。结果表明,该方法可以把原设计的截面最大温差有效降低。另外,通过对涡轮叶片冷却设计优化方法的探索,还获得了影响叶片冷却设计结果的参数关系曲线,该方法及结果可在涡轮叶片冷却设计时参考使用。     

高压涡轮导叶内冷通道流动特性计算分析

涡轮叶片内部冷却特性直接影响到叶片的壁面温度分布,必须对其展开详细的研究。本文利用网络法计算研究了某高压涡轮导叶内部冷却通道中的流动和换热特性,并进行了相应的流量特性试验研究。结果表明,改进后的计算程序可以较为准确地模拟出叶片内部冷却通道中的流量分配和压力、温度分布,以及冷气沿径向和弦向的压力损失。流量特性计算结果与试验结果吻合较好。      

基于改进温度评估模型的叶片冷却性能分析

为适应航空发动机涡轮冷却技术的发展趋势，在传统叶片温度评估模型的基础上加以改进，提出了适用于内外耦合涡轮叶片的温度评估模型。将改进后的温度评估模型嵌入到发动机整机热力性能计算模型中，对飞机/发动机系统耦合分析，研究了F-16战机在典型飞行任务和飞行包线内高压涡轮导叶的冷却性能。结果表明：在全飞行任务下进行分析时，叶片在实用升限、起飞及大爬升率工况下叶片工作热环境恶劣，叶片易超温；叶片表面温度沿径向为增长趋势，在叶顶处达到最大值。在全飞行包线内进行分析时，叶片表面温度随高度变化明显；包线内高空低马赫数区域叶片的最高温度和承受的热应力最大，叶片最高温度可达1 342 K；高空低马赫数区域的综合冷却效率与包线内的最高冷却效率相比，降低了34.2%，叶片冷却性能下降明显。在进行模型参数敏感性分析时，与基准方案相比，当输入参数改变相同比例，改变冷气进口温度对叶片温度的影响最为显著。     

TC11钛合金压气机叶片锻后冷却过程瞬态温度场的数值模拟与试验研究

运用二维有限元法和试验方法,模拟、分析了TC11钛合金压气机叶片锻后冷却过程的传热现象,得到该叶片各个翼形截面上瞬态温度场的时变特性和分布规律.模拟结果为解决该类叶片锻后冷却过程翘曲变形提供了可靠依据.     

复合式气冷涡轮导叶冷却设计与试验

介绍了某型复合式气冷涡轮导叶的冷却设计与试验研究,在较高的温度和压力条件下,进行了真实叶片的冷却效果试验。通过对试验状态的对比计算及试验结果的分析,结果表明:所设计的涡轮复合式气冷导叶在较宽广的冷气流量比范围内,具有良好的冷却特性,计算结果与试验结果吻合较好。      

A D-optimal Multi-position Calibration Method for Dynamically Tuned Gyroscopes

This paper presents a novel experimental design to greatly improve the calibration accuracy of the acceleration-insensitive bias and the acceleration-sensitive bias of the dynamically tuned gyroscopes(DTGs).In order to reduce experimental cost,the D-optimal criteria with constraints are constructed.The turntable positions and the number of test points are chosen to build D-optimal experimental designs.The D-optimal experimental designs are tested by multi-position calibration experiment for tactical-grade DTGs.Test results show that,with the same cost,the fit uncertainty is reduced by about 50% by using the D-optimal 8-position experimental procedure,compared to using a defacto standard experimental procedure in ANSI/IEEE Std 813-1988.Furthermore,the new experimental procedure almost achieves optimal accuracy with only 12-position which is half the cost of the widely adopted 24-position experimental procedure for achieving optimal accuracy.     

Grazing-incidence telescopes for X-ray astronomy

We review the progress made at our laboratory over the past several years in developing grazing-incidence imaging X-ray optics. Mirrors, detection systems and dispersion techniques are discussed and experimental results are given. We discuss the application of two telescope systems to a number of experimental observations in X-ray astronomy.     

煤油-氧火焰中铁的辐射光谱实验研究

为了对羽流激波中金属光谱特性进行研究,用煤油-氧火焰气体模拟煤油-氧发动机的羽流,以二茂铁溶于煤油模拟发动机材料铁的磨损,给出不同混合比下铁在火焰中辐射光谱的实验与仿真结果.实验光谱数据随铁的浓度不同而变化,理论光谱与实验结果吻合较好,验证了羽流中金属原子辐射光谱的仿真程序.为基于羽流光谱分析的发动机故障诊断研究奠定了实验与理论基础.     

高速气流吹袭试验技术及其试验装备

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某型航空发动机风扇试验流场分析

开发了1个航空发动机压气机试验流场计算程序。采用该程序,可以在使用常规试验件和应用现有级间测量技术的条件下,计算出压气机任一试验状态点的试验流场。利用该程序计算出某3级风扇在设计转速下的试验流场,并对扩散因子、攻角、落后角等参数的分布进行了分析。计算结果与设计值的比较表明,利用该程序得到的计算结果基本合理,可用于试验数据的后处理。     

固体火箭发动机试验综合软件系统设计

介绍一种固体火箭发动机试验用综合软件系统。该软件系统除具有标定、数据采集、试验数据分析处理功能外,还具有固体火箭发动机性能预估、参数辨识,以及试验数据库管理功能。该系统能自动快捷地分析处理各类试验数据,有效提高了试验效率。      

微型扑翼的推进特性实验研究

为了研究微型扑翼的推力和推进效率特性,研制了基于虚拟仪器（VI）的微型扑翼风洞实验系统。该系统以西北工业大学现有微型风洞为基础,采用了高精度六分量天平、角度传感器、新型机翼扑动机构、可编程电源、工控机等设备,利用基于虚拟仪器（VI）的LabView软件对上述设备进行集中控制与数据处理。利用上述实验系统研究了风速、扑动频率、展弦比、根稍比及机翼扑动幅度对微型扑翼推力和推进效率的影响,总结出了微型扑翼推力及推进效率的基本规律,为微型扑翼飞行器机翼设计及飞行控制方式提供了参考。     

某型飞机进气道对发动机性能和台架点的影响

对某双转子涡喷发动机装与不装飞机进气道进行了台架对比实验，测量了发动机的状态参数和进口压力场。根据实验结果，分析了飞机进气道引起发动机的进气畸变和对发动机台架性能及台架点的影响，并讨论了造成变化的原因。实验结果对于正确使用该类型双转子涡喷发动机具有重要的现实意义。     

微型燃气轮机发电站控制策略分析

介绍了微型燃气轮机发电站的技术特点,基于基本PI算法,分析了微型燃气轮机发电站的基本控制策略。在传统的PI算法基础上,分析了微燃机的嵌套闭环控制策略,分别对微型燃气轮机发电站的转速闭环、功率闭环以及排气温度闭环的控制策略进行了分析和研究,并给出了三个闭环的相关试验曲线。研究结果表明,基于基本PI算法的嵌套闭环控制策略适用于微燃机发电站,可保证电站具有很好的经济性和工作稳定性,其对提高电站的使用寿命也有很大帮助,具有很好的工程应用价值。     

Experimental study of strain for plates discretely connected to a cylindrical shell

We present the results of an experimental study of deflections for the loaded plates that are discretely connected to a circular cylindrical shell along the generatrix lines. The influence of structure element connection elasticity on these deflections has been examined. The unique experimental setup and three specimens being tested are described. Satisfactory agreement is shown between the experimental results and the calculation data obtained by the simplified mechanical model of a plane problem.