基于热管理技术的航空发动机滑油系统热分析方法

为适应热管理系统技术提出的新要求,研究了航空发动机滑油系统热分析方法.应用FORTRAN程序,建立了几种不同的滑油系统热分析模型.针对典型发动机带加力转换活门、分主辅散热区和辅助燃滑油散热器处于齿轮泵回油路上的3种不同滑油系统散热方式,分别进行了滑油系统热分析,对计算结果进行了对比,分析了3种散热方式下的滑油系统温度水平,给出适合航空发动机热管理系统技术的散热方式的建议,即主辅散热区的方案能够初步满足热管理技术需求.适合热管理系统技术的滑油系统计算方法,可为采用热管理技术的发动机滑油系统热分析计算提供参考.     

三维造型和非轴对称端壁在跨声速压气机中的应用

为了提高跨声速压气机转子的气动性能,基于全三维数值模拟优化平台,对该转子先后进行了三维造型和非轴对称端壁造型,并对造型前后转子的性能和流场结构进行了对比分析。结果表明:三维造型和非轴对称端壁造型均可以改善跨声速压气机的气动性能,三维优化造型后近设计点压气机等熵效率提高了0.75%,非轴对称端壁优化造型后等熵效率进一步提高了0.3%,同时压气机的非设计工况性能也得到提升。三维造型改变了通道内激波位置,调整了负荷沿径向的分布,最终提高了压气机等熵效率。非轴对称端壁通过改变叶根截面叶片表面静压分布,使得叶根附近激波强度减弱并向下游移动,进而有效地降低了端壁区域的横向二次流强度。     

无人机测控传输中SCCPM优化设计

针对无人机测控传输系统频率资源日趋紧张、电磁环境日渐复杂的现状,为提高无线传输频带效率和功率效率,在卷积码和CPM（Continuous Phase Modulation,连续相位调制）的基础上,提出一种基于SCCPM（Serially Concatenated CPM,串行级联CPM）的无人机遥控、遥测数据传输体制.通过引入Turbo（涡轮）码迭代原理设计CPM解调与卷积译码反馈校正结构,并对CPM解调算法进行优化以减小复杂度,得到相位连续、频谱紧凑、编码增益高、收敛特性好的无人机测控通信系统.仿真结果表明：所设计方案采用级联外迭代方式可获取更高的信噪比增益、更低的错误平层——与典型应用的RS（Reed-Solomon,里德-所罗门）码级联卷积码相比,该方案能够多获取1.6 dB的信噪比增益,表明SCCPM更适用于无人机测控数据传输.     

形状记忆复合材料用环氧树脂基体的制备与性能

通过引入含柔性分子链的环氧树脂到普通双酚A 型环氧树脂中制备得到了一类形状记忆复合 材料用环氧树脂体系,研究了其形状记忆、工艺和力学性能。记忆性能测试表明形状固定率和形状回复率均在 98%以上;流变性能分析表明其黏度特性适用于复合材料液态成型工艺;树脂的拉伸性能与同等耐温等级的结 构型树脂相当;简支梁冲击强度分析表明树脂体系在室温和-80℃下的冲击强度分别大于89 和30 kJ/ m2,具 有较好的韧性。     

齿间凸起对直通篦齿封严特性影响的数值研究

为提升篦齿的密封性能,对在齿间光滑衬套上增加矩形凸起的直通篦齿的流动特性进行了数值研究,分析了压比、凸起的尺寸和轴向位置对篦齿泄漏特性的影响。和光滑齿相比,凸起破坏了壁面射流附面层的连续性,改变了流体在齿腔中的流动方向,有效地提高了通道的密封性能,降低了通道的泄漏量。结果表明,当压比为2时,含有凸起结构的篦齿的泄漏系数较光滑齿降低了13%,当压比增加到4时,泄漏系数更是降低了18%;凸起的高度越大宽度越小,凸起对篦齿密封性能的提高就越明显;凸起和下级齿之间的轴向距离越短,凸起对流入下级齿的气体流动方向改变就越大,密封性能也就越好。     

异种高强铝合金间搅拌摩擦焊接头组织与性能研究

通过搅拌摩擦焊接技术成功连接了两种应用于航天工业的铝合金2195-T8和2219-T87。实验中固定焊接转速,研究了焊缝组织和力学性能随焊接走速的变化关系,发现焊核区上部异种材料间有明显界面,且该界面形貌受焊接走速影响剧烈。同时在焊接速度较高时,发现一种新的搅拌摩擦焊接接头的断裂模式。此种断裂模式与焊核区上部形成的异种材料间界面形貌和冶金结合强度有关。本文探讨了其产生原因及其对接头力学性能的影响。     

分子液环式角加速度测量演示系统研制

利用界面双电层和流动电流基本原理,设计并制作了一种新型的分子液环式角加速度计,可对角加速度进行直接测量.为了对该种新型的角加速度计进行功能演示,研制了其测量演示系统,可为角加速度计提供基准的角加速度输入,并实时处理和显示测量数据.实验结果表明:该种分子液环式角加速度计测量范围可达20000(°)/s2,测量精度≤1(°)/s2,带宽可达0.1Hz～120Hz,可应用于高精度、高动态的角加速度直接测量.其测量演示平台可以提供频率和幅值可控的角加速度输入,实现该种新型角加速度计功能演示.     

端壁射流对压气机叶栅角区分离控制的研究

为了研究端壁射流对压气机叶栅端壁角区分离控制的可行性和有效性,以压气机叶栅为研究对象,基于数值模拟方法对不同射流角和射流比控制参数下的计算工况进行了对比和分析。研究结果显示:端壁射流可以有效地控制角区的分离和降低叶栅损失,提高了叶栅的流通能力;控制效果受射流角和射流比的影响,只有射流控制参数大于临界射流角和临界射流比时,角区分离的控制效果才会显著,在10°射流角和0.23%的射流比条件下可以获得33.4%的相对叶栅损失增益;端壁射流在较大射流比下可以有效削弱通道涡、角涡的强度,阻断了其与尾缘脱落涡的接触,降低了涡系间相互作用导致的高损失影响;由于流道角区阻塞度的减小,叶展中部截面的损失和出气角会有少量增加。     

润滑系统调压差活门技术研究与应用

调压差活门为发动机滑油供油系统的重要部件,用于控制滑油的流量和压力,关系着航空发动机润滑系统的供油能力和工作稳定性,通过感受供油路压力和中轴承腔压力保证各喷嘴前后的压差稳定在规定的范围内。为掌握某型发动机调压差活门的工作特性,对调压差活门的开闭特性、流量特性及响应特性进行试验研究。结果表明:活门的打开压力为252 k Pa,响应时间小于384 ms。研究结果可应用于生产中调压差活门初始打开压力的设定以及后续滑油供油系统仿真分析中,以提高航空发动机滑油供油系统流量、压力仿真计算的准确性和真实性。     

高阶辐射换热有限元算法研究

随着航空航天技术的发展,飞行器热结构所需承受的温度越来越高,辐射换热变得非常重要;当前大部分商业软件对于辐射问题的有限元计算方法还是基于一致表面温度和辐射热流假设,使得计算精度和网格密度的矛盾越来越严重.进行了选用高阶单元、采用高斯积分精确计算单元表面变辐射热流方法的研究,从而摆脱了一致表面温度和辐射热流的假设,使得在相同网格密度的情况下计算精度大大提高;同时,从包含辐射换热问题的有限元计算方程出发,采用与有限元数值计算时相同的积分方案,只在独立的积分点处计算辐射热流,克服了积分方法计算效率低的缺点.经与ANSYS的计算结果对比,应用辐射热流积分方法于高阶单元能大大提高计算精度;并且在相同计算精度条件下,此方法的计算效率更高,具有一定的实用价值.