弱可压缩流体与可压缩流体模型的管路水击研究

为提升液体推进系统模型对可压缩流体的仿真能力,针对供应管路的瞬变流动,采用一维有限体积法,使用Modelica语言基于MWorks平台分别开发了适用于补燃循环发动机仿真模型库的弱可压缩流体与可压缩流体的管路模型,不同于控制方程中显含声速的弱可压缩流体模型,可压缩流体模型通过将守恒方程与真实流体的SRK型状态方程耦合求解来计算压力波的传播。在管路供应系统中,分别以液氢、液氧及液甲烷为工质进行关阀水击的仿真研究,结果表明:使用SRK状态方程避免了可压缩流体模型对内能拟合公式的依赖,减轻了建模难度;可压缩流体模型对液氧及液甲烷的仿真结果较为准确,最大误差不超过2%,对液氢的最大计算误差约9%;相对于可压缩流体模型,弱可压缩流体模型计算得到的水击压力在振幅及频率上均偏大;可压缩流体模型计算得到的流体密度波动不超过3%,因此工程实践中处理水击问题时将液体假设为弱可压具有一定的合理性。     

基于ISIGHT 软件的地面台架试车条件下涡扇发动机部件特性辨识方法

为获得地面台架试车条件下涡扇发动机部件特性,基于ISIGHT 软件搭建了部件特性辨识平台,提出了1 种工程上通用 的辨识方法。通过试验设计对可调参数进行了敏感性分析,获得地面台架试车条件下需辨识的主要部件特征参数,并结合优化算法 获得精度高的辨识结果。对该辨识方法进行了验证,并基于某发动机地面台架试车数据,进行了实例应用。结果表明：验证结果中的 辨识误差在0.22%以下,在实例应用中,个别参数辨识误差在4%以下,其余均在2.5%以下,满足精度要求,验证了该辨识方法的正确 性,为涡扇发动机部件特性辨识提供了1 种高效的方法。     

尺度效应下均压槽结构对空气静压轴承自激振动的影响

空气静压轴承表面的均压槽结构能有效提高轴承的承载特性,但气膜内由于湍动能变化引发流场振动,形成非线性的自激涡振,影响系统的动态稳定性.为了提高空气轴承的稳定性,基于静压气体润滑理论和稀薄气体动力学基本原理,建立空气静压轴承的气膜流场数学模型;通过数值模拟和实验测试相结合,分析了直槽、环槽、复合均压槽在不同均压槽截面形状...     

热障涂层电磁/电容复合检测技术研究

热障涂层能显著提升发动机叶片的耐高温能力,但由于其工作环境恶劣,容易发生裂纹、烧结、界面开裂、涂层脱落等失效现象。针对单一检测手段获取的信息量有限、难以实现热障涂层全面准确评估的现状,根据电磁法适合检测导电材料、电容法适合检测非导电材料的特点,提出了热障涂层电磁/电容复合检测技术,研究了所涉及的检测机理、复合式传感器设计以及涂层参数检测等关键问题。仿真和试验结果表明:传感器电磁检测单元和电容检测单元对涂层厚度的最大检测灵敏度分别达到0.1Ω/mm和15pF/mm,为涂层厚度及介电常数、电导率等参数的定量检测奠定了基础,为热障涂层全面准确的评估提供了有效的解决方案。     

喷管面积比对推力矢量发动机特性的影响

针对矢量喷管出口面积独立无极可调控制的特点,采用数值仿真分析了偏转状态喷管面积比对矢量特性的影响机理,通过整机地面台架和高空台专项试验,获取了不同喷管面积比下推力性能、偏转推力损失、偏转效率、发动机匹配特性等数据。结果表明：非偏转状态发动机产生最大推力的喷管面积比小于气流完全膨胀对应的理论喷管面积比。发动机偏转推力损失随几何矢量角增加而增大,喷管面积比对偏转推力损失影响较小。地面台架状态相同几何矢量角下,矢量偏转效率随着喷管面积比的增大而降低,当喷管面积比达到一定值时,会出现气流分离使偏转效率进一步降低。在相同几何矢量角下,随着喷管面积比的增大,发动机节流状态转差减小,风扇工作线下移,靠近非偏转状态工作线,风扇裕度增加,工程应用中偏转状态的扩稳措施应考虑与喷管面积比的关联。     

基于结构参数分析的姊妹孔气膜冷却性能研究

以姊妹孔气膜冷却结构的偏转角度、倾斜角度和吹风比为因素,并以壁面平均气膜冷却效率为评价指标,应用田口方法设计了三因素五水平正交表,并结合数值计算对不同工况下的流场特征和冷却效率分布进行了分析。计算结果表明：高吹风比下姊妹孔冷却效率为常规圆柱孔冷却效率的165%~412.5%,正向10°偏转的姊妹孔冷却效率均大于负向10°偏转的姊妹孔冷却效率。参数化结果表明：吹风比为0.5、偏转角度为10°、倾斜角度为35°的结构表现出最佳冷却效果。     

滑油射流冲击旋转壁面的流动换热数值模拟研究

为研究射流流速与发动机转速对轴承腔旋转壁面冷却效果的影响,采用数值模拟方法研究了滑油射流冲击旋转壁面的流动与换热特性,重点关注和分析了中高转速下射流雷诺数Rej和旋转雷诺数Reω对于滑油流动和壁面整体及局部传热的影响。为体现不同工况对壁面换热的影响,分别采用了壁面平均传热量、壁面努赛尔数、局部平均努塞尔数进行了综合换热分析。研究结果表明,随着射流流速增加,壁面附着油量增多,壁面平均传热量与局部换热分别增加约32%和40%;而随着壁面转速增加,壁面附着油量下降,壁面平均传热量减少约13%,局部换热增加约62%。     

航空发动机叶片用陶瓷型芯的光固化增材制造研究现状

随着对高推重比和高效率航空发动机日益增长的需求,发动机叶片正朝着复杂空心结构的方向发展,而这对高性能复杂结构的陶瓷型芯提出了更高的要求.与此同时,基于光固化原理的增材制造技术可以实现无模具条件下的高精度、快速以及综合性能优异的陶瓷型芯制备.然而,目前基于光固化增材制造的陶瓷型芯制备工艺依旧面临控制尺寸精度、优化脱脂烧结...     

航空复合材料智能制造新模式的探索与实践

以航空复合材料数字化工厂的建设为研究对象,深入剖析复合材料专业在智能化转型过程中的解决难点.航空复合材料制造是典型的离散型制造模式,涉及特种工艺多,冷热工艺混合,工序流程复杂,很难通过单一的流程来驱动数字化、智能化体系的构建.详细阐述了航空复合材料数字化工厂建设过程中的工序自动化作业、物联网终端建设、设备设施集成管控、...     

固体火箭冲压发动机含硼推进剂燃烧性能实验研究

利用地面直连试验系统对含硼推进剂在某固体火箭冲压发动燃烧过程性能进行试验研究。通过对含硼推进剂燃烧后凝聚相样品的SEM,EDS和XPS分析,探讨推进剂燃烧过程。在凝聚相EDS分析中,硼元素含量随着远离推进剂轴向方向显著降低,氧元素含量显著升高。在补燃室中,由于补充富氧空气,一次燃烧产物进一步反应,导致环境温度上升。由于高温,硼颗粒发生燃烧,产生大量气态硼化物,从而导致硼元素含量下降。二次燃烧凝聚相产物中,硼的非完全氧化物占比在40%以上,氮化硼占比在20%以上,硼颗粒占比7%以下。研究结果表明,随着推进剂在燃气发生器和补燃室内的一、二次燃烧,硼颗粒逐渐减少,并分别与环境中的C和O等元素发生化学反应,在凝聚相中的含量逐渐降低,氧元素在补燃室之后显著增加,氮化硼为凝聚相主要成分之一,存在于各特征位置。推进剂中的硼颗粒没有被完全燃烧,燃烧效率有待于进一步提高。