正交化设计对大子午扩张涡轮紧凑过渡段的流动性能影响

为了降低大子午扩张涡轮端区二次流损失和流动损失,同时降低过渡段缩短对涡轮性能的影响,对具有大子午扩张低压涡轮过渡段的紧凑过渡段设计进行气动分析,设计的紧凑型过渡段径向长度减小了30％,分析涡轮带原始过渡段和缩短后的紧凑型过渡段的气动性能和流场状态.并对涡轮静叶采用正交化设计,初步探索正交化设计对大子午扩张涡轮紧凑过渡段...     

涡轴发动机动力涡轮转子失去负载转速预测

为满足发动机适航规章CCAR33.27对涡轮失去负载时转子完整性的设计要求,研究涡轮失去负载瞬间转速随时间变化规律.采用多点稳态法对动力涡轮超转瞬时气动效率与转速对应关系进行研究,在此基础上,假设动力涡轮进口燃气能量不变,进而分析动力涡轮扭矩与转速的变化关系.然后采用理论力学和工程分析相结合的方法建立了动力涡轮失去负载...     

基于表面粗糙度的超高负荷低压涡轮叶片附面层控制

实验研究了表面粗糙度对PACKD-A低压涡轮叶型损失及附面层特性的影响.实验分别在定常来流与非定常条件下进行,非定常条件下的上游尾迹通过运动的圆棒来模拟.粗糙叶片通过在光洁叶片表面切槽,埋入砂纸制作成型.叶型损失与吸力面载荷使用气动探针与壁面静压孔结合压差传感器来测量,附面层流场使用热线探针来测量.结果表明:覆盖5.2%吸力面弦长(起始于44.3%吸力面弦长,终止于49.5%吸力面弦长),粗糙高度为8.82μm的控制方案在非定常条件下效果最佳,该方案可在整个考察雷诺数范围内(3×104~12×104)降低叶型损失;覆盖19.5%吸力面弦长(起始于30%吸力面弦长,终止于49.5%吸力面弦长),粗糙高度为20.91μm的控制方案在定常条件下效果最佳,该方案可在低雷诺数范围内(小于8×104)降低叶型损失、扩大叶型正常工作雷诺数范围,但在高雷诺数下(大于8×104),却带来了一定的额外损失.      

涡轮导叶压力面簸箕形气膜孔冷却特性实验研究

为了获得涡轮导叶压力面不同位置处单排簸箕形气膜孔的气膜冷却特性,在短周期跨声速换热风洞中分别测量了涡轮导叶压力面4排簸箕形气膜孔的冷却效率,分别位于10.7%,21.1%,36.1%,64.3%相对弧长位置处,获得了不同主流雷诺数、马赫数、吹风比和孔位下簸箕形气膜孔冷却效率的分布。结果表明:在靠近前缘的孔1和孔2处,气膜冷却效率随着雷诺数的增大而减小,而在靠近尾缘的孔3和孔4处,小雷诺数(Re=2.0×105)下冷却效率最小,中高雷诺数(Re=4.0×105,6.0×105)的变化对冷却效率影响较小;各个孔位孔后弧长与孔径比x/d=0~40区域的平均冷却效率随着吹风比的增大而先升高后降低,在吹风比为1.0时平均冷却效率达到最高;靠近尾缘的孔位处气膜冷却效率更高,但随着距离的增大下降得也更快。     

环形腔多油垫静压推力轴承膜厚高速重载特性

为了研究高速重载对静压推力轴承油膜厚度的影响,采用理论分析和实验验证相结合的方法,依据润滑理论和摩擦学原理推导出环形腔多油垫静压推力轴承旋转工作台转速、载荷与间隙油膜厚度的关系,设计了油膜厚度测试装置,并进行了实验验证。研究结果表明:随着旋转工作台转速升高和承载增大,惯性流量、剪切和挤压热增大,润滑油粘度下降,致使油膜厚度变薄,局部出现油膜破裂和干摩擦,导致静压支承摩擦失效。     

叶片马达式伺服系统建模与仿真研究

新型飞机需要连续旋转型伺服作动系统,选用了叶片式马达作为执行部件,但叶片马达式伺服系统在飞机上还没有广泛成熟的经验可以借鉴,所以研发初期需要开展建模仿真研究,为产品研制提供技术支撑。根据设计参数,在AMESim软件平台中对叶片马达式伺服系统进行了正向建模,并进行了模型校验。之后依托建好的系统模型进行了系统功能与性能分析,根据仿真结果,对现有设计方案提出减小间隙、改善密封的优化建议。     

导流角对激波聚焦起爆爆震的影响

为研究两级脉冲爆震发动机环形射流入口导流角对激波聚焦起爆爆震的影响,以H2/O2/N2混合气为介质,对不同导流角下激波聚焦起爆爆震的过程进行了数值模拟,并开展导流角对激波聚焦起爆爆震影响的冷态实验,共同揭示其影响规律。结果表明:导流角越大,射流碰撞压力和温度越高,碰撞时间提前,更容易起爆爆震,但激波聚焦时间在导流角大于11°时基本不变;导流角越大,凹面腔内气流振荡频率越大,凹面腔底部的动压幅值越小。      

离子推力器极少数据可靠性评估方法

针对只有两台离子推力器进行寿命试验,试验结果为极少失效数据的情况,建立了一种离子推力器整机可靠性评估方法.通过引入区间统计量的概念,充分开发从最后一个失效数据继续试验到没有发生产品失效这一重要试验信息,由高斯-马尔科夫定理计算出寿命分布参数的最佳线性无偏估计,并给出离子推力器可靠度和寿命的单侧置信下限.最后,对美国NASA研制的型号为XIPS-13的离子推力器进行可靠性评估,得出了其寿命需求10000h的可靠度单侧置信下限为0.87及给定可靠度为0.9时的寿命单侧置信下限为9024.6h,该方法精度较高,便于工程应用.      

离心喷嘴脉冲工作动态特性实验研究

双组元推力器在短脉冲工况下比冲出现明显下降。为了从推进剂雾化角度研究其原因,搭建了离心喷嘴脉冲工作冷流实验平台,使用机械式脉动流量发生器使喷嘴工作在脉冲模式。实验中测量了离心喷嘴的动态压降和索太尔平均直径SMD随时间的振荡,并使用高速相机拍摄了喷雾场和喷嘴内部流动的瞬时照片。通过提取图像边界的方法测量了液膜锥角的变化,并计算了一个周期内不同大小SMD时间占比分布。瞬时照片和SMD的测量结果表明,脉冲工作的离心喷嘴在脉冲工作时会出现柱状射流或由调速管效应形成的厚液环,导致喷雾场出现较大液滴。喷雾锥角测量结果表明,脉冲结束后液膜并不随着压降下降而直接收缩,而是继续保持较大锥角一定时间。对SMD的分析表明,脉冲宽度越小,一个脉冲内非稳态喷雾时间占比越大,导致整个脉冲的雾化质量越差。根据本文研究结果,为了提高离心喷嘴窄脉宽工作时的雾化性能,需要尽可能消除柱状射流和调速管效应的影响。