边界层抽吸对超燃冲压发动机流场特性的影响研究

为了解边界层抽吸对超燃冲压发动机流场的影响,采用风洞试验和数值计算对隔离段激波串特性以及燃烧室燃烧特性进行了研究。结果表明,在发动机入口马赫数2.0,总温950K,总压0.82MPa的来流条件下,当量比为0.18先锋氢气与不同当量比煤油共同燃烧呈不稳定状态,激波串在隔离段内前后振荡传播。当煤油当量比为0.29时,激波串振荡前缘远离抽吸位置,边界层抽吸对发动机流场基本没有影响。随着煤油当量比逐渐增大,激波串前缘位置到达抽吸区附近,边界层抽吸开始产生影响,改变了隔离段内的激波串动态演化过程、形态结构以及位置分布,同时有效提高了隔离段抗反压特性,使得煤油最大当量比可以由0.38增大至0.42。此外,边界层抽吸对发动机内的亚燃/超燃区域分布也会产生影响。     

基于小波分析的涡扇发动机起动过程压力脉动研究

利用小波分析所具有的时频特性特点,针对涡扇发动机起动过程存在的压力脉动异常现象,获取信号随转速变化的频谱图。重点介绍了发动机脉动频率分析方法,并结合试验测点布局,根据不同脉动的频率特点,对其脉动成分进行分解,分析出脉动频率产生的原因,为发动机起动问题的解决提供支持。研究结果表明:利用小波分析进行发动机起动过程的脉动异常研究,形象、直观,具有一定的工程应用价值。     

基于应变路径非比例度的多轴疲劳寿命预测

在分析多轴疲劳几种常用非比例度定义的基础上,提出了一种非比例度定义方法,进而以American Society of Mechanical Engineers(ASME) 规范案例中非比例加载多轴疲劳设计准则采用的应变参量作为基本损伤参量,发展了一种新的多轴疲劳寿命预测模型.结果表明:①所提出的非比例度定义可以描述任意已知轮廓的、非周期的、变幅的非比例加载路径;②与两种常用的多轴非比例加载疲劳寿命模型的预测结果对比可知,新的寿命预测模型对14种比例和非比例加载路径下304不锈钢材料的寿命预测与试验吻合更好,预测结果基本位于2倍分散带以内.      

民用飞机气动布局发展演变及其技术影响因素

在民用飞机气动布局发展演变的历程中,技术因素是根本推动力。为了研究未来民机的发展方向、技术需求以及应对策略,在回顾民机气动布局发展历程的基础上,梳理了在现代民机气动布局形成与演变过程中有着重要影响的4大类技术因素:航空发动机、气动设计、结构设计、飞行控制,并且揭示了这些技术因素在民机发展及其气动布局演变中所发挥的作用。结合未来航空运输市场出现的新需求,分析了未来民机的主要发展方向,重点分析了未来非常规布局民机可能采用的翼身融合、双气泡机身、支撑翼以及联结翼等气动布局形式。最后探讨了新技术条件下民用飞机发展在技术方面的需求和挑战,以及未来民用飞机总体设计的技术策略,明确了多学科设计优化是满足未来民机总体设计需求的有效技术途径。     

慢车燃油分级对高温升燃烧室燃烧效率的影响

在双级旋流多点喷射直接混合(TAMDIM)高温升燃烧室单头部试验件上进行了燃烧效率试验,对比了两种不同主副级喉道间距尺寸下的慢车主、副分级供油方案及副油路单独供油方案的燃烧效率,分析了不同主、副级当量比(副油路供油比例分别为40%,56%,65%,100%)及喉道间距对燃烧效率的影响.试验表明:主副级采用分级供油策略时,喉道间距对燃烧效率有显著影响,喉道间距设计为19.3mm,副油路供油比例控制在40%~56%,可以获得比单独副油路供油更好的燃烧效率.在扇形试验件上进行了试验验证,进一步验证了慢车分级供油策略在TAMDIM高温升燃烧室上的可行性.      

叶尖小翼控制压气机间隙流动的研究进展

综述了叶尖小翼控制压气机叶顶间隙泄漏流动的研究进展。首先介绍了叶顶泄漏流动对压气机气动性能的影响,接着回顾了叶尖小翼技术在涡轮中的研究概况,之后详细介绍了大连海事大学船舶动力工程研究所在压气机叶尖小翼技术方面开展的一系列研究工作,分别讨论了叶尖小翼对压气机矩形叶栅、亚声速压气机转子和跨声速压机转子气动性能的影响及其作用机制。最后给出了压气机叶尖小翼技术未来的发展方向和研究前景。     

定容燃烧弹实验系统及C7燃料火焰速度测量

设计并搭建了适用于测量高温、高压条件下层流火焰传播速度的定容燃烧弹实验系统。详细介绍了定容燃烧弹实验系统的主要子系统的构成和功能,并阐述实验数据处理方法。测量初始温度为400K、压力为0.1MPa和0.3MPa,C7燃料(甲苯、甲基环己烷、正庚烷)/空气层流火焰传播速度,并与现有文献结果进行了对比。结果表明:该定容燃烧弹实验系统具有较高的可靠性,不仅能够准确测量较高初始温度、不同初始压力条件下燃料/空气的层流火焰传播速度,而且能够拓宽测量火焰传播速度当量比的范围。      

端区流动对跨声速压气机失速影响的数值研究

为了揭示近失速工况下动叶间隙和静叶角区的复杂流动结构,探索诱发压气机失速的主要因素,对高负荷跨声速压气机开展数值研究,获得了整级压气机和单转子的特性曲线,进而对压气机的流场进行了详细分析。结果表明:对于研究对象,失速最先起始于静叶上角区。上角区完成由开式分离到闭式分离的转变过程,可以认为是静叶发生失速的标志。在近失速工况下,动叶叶尖泄漏涡发生"泡式破裂"堵塞流道,泄漏涡破裂引起的堵塞作用一直从叶顶延伸至70%叶高左右。     

变冲角下压力面小翼控制高亚声速扩压叶栅气动特性的研究

为了探究变冲角时压力面小翼对高亚声速扩压叶栅气动特性的影响,采用数值模拟软件ANSYS CFX对不同来流冲角下(0°,±3°,±6°)原型叶栅及加装了不同宽度压力面小翼的改型叶栅进行了数值计算。结果表明:不同冲角下压力面小翼都可以削弱泄漏涡的强度,改善叶顶间隙流动,降低叶栅流动损失。不同冲角时具有不同的最佳小翼方案,PW1.5方案在+6°冲角下性能提高最大,与同冲角下的原型叶栅相比,PW1.5方案的总压损失降低了14.4%。     

微孔纳米板与陶瓷纤维板热导率对比研究

文摘采用非稳态热线法测试了微孔纳米板与陶瓷纤维板在RT~1 000℃区间热导率,利用SEM微观形貌与荧光光谱成分分析,结合微观导热机理对测试结果进行了分析。结果表明:纳米板热导率分布在0.03~0.1 W/(m·K)区间,纤维板为0.055~0.25 W/(m·K);两种材料热导率均随着温度升高而增大,且规律均为先缓后急,不同的是,纤维板热导率在300℃以后开始急剧增大,而纳米板在550℃之后才开始较快增长;纳米板整体上升趋势缓于纤维板,温度越高,两者热导率差异越大。分析认为纳米尺寸的固体颗粒及内部气孔是纳米板拥有低热导率的关键因素。