刷式密封流动传热特性数值方法

开展了刷式密封流动传热特性数值方法研究,分别建立了刷式密封多孔介质、稳态实体与瞬态流固热耦合求解模型,设计搭建了刷式密封泄漏流动特性实验装置,在实验验证数值方法准确性基础上,对比分析了3种数值方法的差异性,研究了刷式密封流动传热特性,揭示了刷式密封的封严与传热机理。研究结果表明:在研究工况下,刷式密封多孔介质、稳态实体、瞬态流固热耦合模型泄漏量计算值与实验值的对比误差分别为9.8%~17.1%、8.1%~10%、6.92%~9.01%。刷式密封多孔介质模型计算速度较快,但需通过实验修正孔隙率,湍流模型对稳态实体模型流动传热特性结果影响较大,瞬态流固热耦合模型考虑了流场、刷丝及摩擦热三者间相互耦合作用,计算精度较高,但所需计算时间较长;同一压比下刷丝束温度从上游至下游逐渐增加,刷丝束最高温度随压比的增加而增大。气流流经刷丝间隙形成的节流效应致使泄漏气流能量耗散是刷式密封封严的主要原因,泄漏气流与刷丝表面间的对流换热是刷式密封摩擦热耗散的主要形式。      

Zukauskas关系式用于微细管式预冷器适用性的评价与分析

为研究Zukauskas关联式在计算微细换热管束管外换热特性上的适用性,本文利用数值分析方法,在分析空气横掠微细管束换热特性基础上,发现空气横掠管束入口几排换热管的换热尤为强烈,温降过程沿着流动方向呈现由急变缓的特点,剧烈的温度变化造成Zukauskas关联式按照一般均物性方法计算时,计算结果偏高27%以上;对比分析可知,过于剧烈的温度变化使基于换热管束整体给出的对数平均温差作为平均换热温差的处理方法不再适用;根据空气温度变化的特点,按照流动方向将换热区域分成若干部分,再分别利用Zukauskas关联式计算,预测精度得到了极大改善,当换热区域划分成12部分时,平均计算偏差降为了5.8%,鉴于此,在计算骤冷条件下气体横掠管束换热特性时,建议采用适当的分区方法进行计算。     

旋翼翼型气动设计与验证方法

为满足我国直升机研发对自主旋翼翼型的迫切需求,开展了旋翼翼型气动优化设计与验证方法研究.发展了旋翼翼型指标分析与给定方法,给出了我国直升机旋翼翼型谱系规划设想,以进化多目标算法为基础结合PCA算法建立了旋翼翼型多点/多目标优化设计方法,突破了旋翼翼型气动特性精准测量风洞试验技术.利用所建立的方法对典型厚度翼型进行了优化设计并开展了风洞试验验证,计算评估与试验验证均表明自主设计翼型综合性能较国外参考翼型有一定提升.在此基础上,进一步构建了旋翼性能理论计算与试验验证综合评估方法,两种方式得到的旋翼主要性能数据偏差小于5％,表明该方法具有较高的可靠性.评估结果显示,基于设计翼型的旋翼模型气动性能较基于参考翼型的旋翼模型提升了3％.     

热等静压工艺制备的Ti-6Al-4V薄壁筒的切削加工

为了能够提高钛合金薄壁筒的加工效率,利用热等静压工艺制备了两个具有不同结构的Ti-6Al-4V薄壁筒,研究了夹具、填充泥浆和筒结构对Ti-6Al-4V薄壁筒的外圆表面粗糙度和精度的影响。结果显示,Ti-6Al-4V热等静压薄壁筒经过切削加工能够达到精度要求,填充泥浆降低了弹性回弹,提高了薄壁筒外圆精度;筒结构的内圆环和粗大端能够提高刚度,有效降低了外圆表面粗糙度值;夹具尺寸误差对圆度和同轴度影响较大,较大的尺寸误差显著降低了筒的外圆精度。     

三维光晶格在镱原子光钟中的应用研究

首先介绍了镱原子光晶格钟的基本原理及构成,随后提出了三维光晶格在镱原子光钟上应用的可行性。通过操控光晶格中冷镱原子的量子特性,降低了光晶格频移的不确定度,提高了光钟性能。在Mott绝缘区域中将冷镱原子装载到三维光晶格的基带中,使原子密度最大化,从而极大地抑制了光频移。在JILA小组锶原子费米简并三维光晶格的实验基础上,提出了对于镱原子光钟也可采用三维光晶格结构的方案,阐述了抑制镱原子光钟三维方向标量、矢量和张量频移的方法。最后对冷镱原子三维光晶格钟的应用研究进行了展望。     

航空发动机油管固定支架断裂失效分析

为探明某航空发动机油管固定支架断裂故障的性质和原因，对断裂支架进行外观检查、断口宏观和微观分析、表面检 查、成分分析、组织检查、重熔层检查和有限元分析。结果表明：支架断裂故障的性质为疲劳断裂，其原因为在装配结构拉力和振动 应力共同作用下，在支架内侧表面重熔层中微裂纹处萌生了疲劳裂纹，最终导致支架断裂。建议采用激光- 电解复合加工技术对 支架表面进行加工以去除重熔层、微裂纹和无热影响区，并在装配过程中严格控制预紧力以提高装配质量。     

国外低温复合材料贮箱渗漏性能研究进展

对低温复合材料贮箱渗漏性能的研究背景、最新发展方向、研究现状进行了概述,重点介绍了复合材料低温微裂纹特性、复合材料低温渗漏性能及其机理模型。研究表明:选用低模量碳纤维、减小树脂基体与碳纤维的线胀系数差别、协同提高树脂基体的低温韧性和强度、减少预浸料单层厚度、增大复合材料铺层角度,可以减少复合材料低温微裂纹,从而降低复合材料低温渗漏率。     

多工况载荷下航空发动机支架拓扑优化设计

将基于变密度法的拓扑优化技术引入到航空发动机外部支撑结构(例如附件支架)设计中,以多工况下的总柔度为目标函数,以体积为约束函数对某发动机支架进行基于拓扑优化的结构设计。根据发动机机匣与附件的相对位置关系建立支架初始模型,开展发动机外部支架结构受力分析研究,建立了基于多工况载荷下拓扑优化和考虑强度影响的尺寸优化相结合的发动机外部支撑结构设计方法,并对最终支架结构进行强度、振动、外廓性校核评估。结果表明：最终模型最大应力出现在工况3情况下,最大主应力为345 MPa低于材料疲劳极限;支架的第1阶固有频率在发动机最高转速频率的125倍以上。采用该方法对某发动机外部支撑结构进行拓扑优化设计,在满足强度、振动和外廓要求的前提下,最终模型质量仅为初始模型的73%。基于多工况的优化结果更符合发动机实际工作需求,该方法研究具有工程应用前景。     

CFM56发动机高压压气机转子平衡工艺分析

转子不平衡是航空发动机的主要激振源,直接影响发动机可靠性及部件使用寿命。为降低发动机振动,针对CFM56发动 机高压压气机转子,采用SAE ARP4163 标准评定方法,深入研究初始不平衡量数值设定和多校正面平衡等技术难点。结果表明： CFM56 发动机高压压气机转子初始不平衡量（≤3048 g·mm）、剩余不平衡量（G3.6平衡等级）精度设计合理,基于初始不平衡量控制 的多面平衡工艺方法有效;利用转子定位基准误差识别重要部位和计算分析配重块在各校正面上的影响系数等分析工作,可高效 实现平衡结果最优化。     

1 500℃极端高温环境下高超声速飞行器轻质隔热材料热/振联合试验

远程高超声速飞行器处于极为恶劣的气动加热与振动耦合环境中,长时间的高温与振动载荷相互叠加会导致飞行器热防护材料出现裂纹、错位、剥离或脱落,甚至会引发致命的安全事故。因此热防护材料在极端高温环境下的地面热/振联合试验测试,对于高超声速飞行器的安全可靠性设计极为重要。建立高温与振动复合试验环境,设法解决轻质多孔隔热材料在强振动下,表面温度难于准确测量与控制的难题,制作水冷式隔热装置保护价格昂贵的振动激励设备等,实现了1 500℃高温环境下高超声速飞行器轻质隔热材料的热/振联合试验。得到非金属隔热材料陶瓷纤维板内部的断裂形貌及裂纹断面特征。根据试验前、后材料的表观及微观变化以及内部结合剂的变化等试验结果,对材料进行改进。经过试验测试后,达到了使用要求。本文建立的1 500℃极端高温环境下的热/振联合试验系统及试验结果为远程高超声速飞行器热防护材料的抗振动能力评估、隔热效果确定以及材料性能的改进提供了重要支撑。