层板内冷通道辐射换热影响

分析了层板换热过程,使用了"去除复杂表面"和"无限大平板" 等假设,给出了该假设下层板内腔辐射换热计算公式.又以一特定几何结构的层板模型为例,使用了3维流体力学计算程序求解了流-固耦合情况下的层板内部换热过程,研究了其在4种航空发动机典型工作状态下,内冷通道中的对流和辐射换热情况,得到了辐射与对流换热强度之比θ随冷气入口Re数和燃气加热功率的变化曲线,并对该曲线进行了指数拟合.建立了一套快速简捷计算层板内腔辐射状况的方法,为层板内腔换热研究是否应该忽略辐射,以及对层板冷却效果的修正,提供了一定的判断和计算依据.      

开槽交错肋通道换热和流阻特性

对一种特殊结构的涡轮叶片内冷通道——开槽交错肋通道进行了换热和流阻的测量实验.全部的实验都在静止的状态下完成,其中换热实验采用了水蒸气凝结换热方案.实验的 Re数范围从5 000~45 000,得到了大量关于开槽交错肋涡轮叶片内冷通道的实验数据,并将结果与不开槽交错肋通道作出对比,得出一定槽宽的开槽交错肋通道相比于相同尺寸的不开槽交错肋通道,换热效果有了明显的提高,而流阻系数相应有所减小,所以整体换热效果优于不开槽通道.此外,对于不同槽宽通道的各项特性也进行了实验对比.得出 4 mm开槽交错肋通道的换热效果最好,接下来依次是2 mm、6 mm和8mm的通道.      

航空发动机温度传感器动态特性改善方法

在某次某型航空发动机的地面台架试车中,该航空发动机发生了喘振.为查证导致发动机喘振的原因,构建了该型航空发动机高压压气机可调静子叶片转角控制系统的数学模型,完成了联合仿真.理论分析及仿真研究证明了:温度传感器动态响应特性滞后是导致发动机喘振的主要原因.为解决喘振问题,设计了该传感器的动态性能校正系统.验证仿真表明:所采用的校正方案可在不影响系统正常工作的前提下,明显改善该高压压气机可调静子叶片角度的动态响应特性,并有效地防止发动机喘振.该温度传感器校正算法具有适应性良好,抗干扰能力强等突出优点,可为解决试车过程中暴露的发动机喘振问题提供重要参考.      

CCGA封装芯片落焊控温工艺研究

部分宇航型号单机生产过程中,CCGA芯片因软件固化、调试等原因需使用返修台进行落焊,落焊温度曲线直接影响CCGA器件及周围器件的装配可靠性。本文使用红外热风混合型返修台进行CCGA落焊控温工艺研究,并进行焊接及可靠性试验验证。研究发现,返修台控温点距离器件边缘1-2mm时温度反馈控制效果最佳;本文提出了增加导热挡板控制高温区范围（＞183 ℃）的新方案,可将高温区控制在落焊位置周围8mm范围内;CCGA焊接样件分析显示焊锡柱侧微观组织呈块状,IMC层组织均匀,未出现Cu3Sn脆化物,可靠性试验后染色浸润测试发现焊点完好,未出现裂纹。结果证明所本文提出的温度控制工艺合理有效,可应用于宇航产品落焊过程。     

基于临界面-损伤参量法的高压涡轮盘多轴疲劳寿命预测

基于临界面法对某高压涡轮（HPT）盘及GH4169合金试样进行多轴疲劳寿命预测,得出SWT（Smith-Watson-Topper）模型对单轴疲劳具有较好的预测效果而对多轴疲劳的预测效果较差,Fatemi-Socie （FS）模型也能较好地预测单轴加载下的疲劳寿命,但FS模型仅考虑最大剪应变幅平面上的正应力对疲劳损伤的影响,导致其多轴疲劳寿命预测偏保守。基于此,本文以最大剪应变幅为主要损伤控制参数,同时以最大剪应变幅平面上的正应力和正应变组成的修正参数作为多轴疲劳损伤的第二控制参数,提出了一个新的多轴疲劳临界面-损伤参量模型。结合GH4169合金及某高压涡轮盘试验验证。结果表明,对比SWT、FS和Wang-Brown （WB）模型,新模型的多轴疲劳寿命预测精度更高。     

Dimension Accuracy and Surface Integrity of Creep Feed Ground Titanium Alloy with Monolayer Brazed CBN Shaped Wheels

Titanium alloy tenon is creep feed ground with monolayer brazed cubic boron nitride (CBN) shaped wheels. The dimension accuracy of the tenon is assessed and the results indicate that it completely meets the requirement of blade tenon of aero-engine. Residual stresses, surface roughness, microstructure and microhardness are measured on ground surfaces of the specimen, which are all compared with that ground with vitrified CBN wheels. Under all the circumstances, compressive residual stress is obtained and the depth of the machining affected zone is found to be less than 40 μm. No phase transformation is observed at depths of up to 100 μm below the surface, though plastic deformation is visible in the process of grain refinement. The residual stress and microhardness of specimens ground with brazed CBN wheels are observed to be lower than those ground with vitrified ones. The arithmetic mean roughness (R_a) values obtained are all below 0.8 μm.     

基于稳态方法的对流换热系数传感器研制

基于稳态方法研制出一种对流换热系数传感器.在研究中引入一个标定端,并分析其精度,与经典的经验公式进行了对比.通过标定实验验证了此传感器的可行性,得到修正系数值 K ,修正后传感器测量值与标准值的相对误差范围为0.4%~1.7%,不同传感器的K值不同.     

液体火箭发动机基于ATA算法的实时故障检测与报警系统实现

以平台液体火箭发动机为研究对象,改进和完善了用于发动机实时故障检测的自适应阈值门限算法（ATA算法）,提高了算法检测的适用性。然后,从健康监控系统的功能和要求出发,基于LabWindows／CVI实现了发动机地面试车的实时故障检测与报警系统。结合实际试车数据的检测结果表明,系统不仅能够及时地对异常试车数据进行检测报警,同时,对正常试车数据也没有误报警。     

航空发动机压气机导流叶片调节器切换特性

为了提高飞行可靠性,航空发动机导流叶片调节器采用数字电子控制为主控方式,并辅以液压机械备份控制器。为此对数字电子控制器的切换特性进行了研究。对所设计的导叶调节器切换过程进行动静态仿真,结果表明:数字电子控制器出现故障后,采用切断电子控制通道的处置方式可以满足系统对切换过程平稳和安全的要求,且系统切换至液压机械备份控制器后,各项技术指标可以满足航空发动机对该导流叶片调节器的要求。     

基于SQP的航空发动机加速规律优化方法

提出了一种改善航空发动机加速性能的方法:采用SQP寻优方法对航空发动机进行加速过程的寻优控制仿真计算,获得以油/气压比为函数的优化加速燃油控制规律。选取工作包线内具有一定覆盖性的若干个状态点,进行加速过程寻优控制仿真。考虑到根据油/气压线开环进行加速控制易于导致涡轮后温度瞬态超调,提出了根据两类约束条件计算开环加速线,对所获得的两条优化的加速线进行融合,进而获得适用于全飞行包线范围内的加速燃油控制规律。仿真计算表明,所提出的加速燃油控制规律可以在兼顾涡轮后温度不超温和压气机喘振裕度的情况下,实现发动机加速时间最短的目标。