镍基单晶高温合金DD6热机械疲劳试验

针对单晶气冷涡轮叶片的服役载荷特征,以镍基单晶高温合金DD6为对象,设计开展了薄壁圆管试样热机械疲劳(TMF)试验。结果表明:DD6变形响应呈现出明显的TMF棘轮效应,且与相位角、机械载荷水平等密切相关;在相同载荷条件下,同相(IP)TMF寿命总是明显短于反相(OP)。引入高温保载时间或增大机械载荷均会引起棘轮应变的明显增加,缩短结构寿命。结合断口和纵向切片分析,识别了不同载荷条件下影响单晶寿命的关键损伤因素,其中IP TMF主导损伤机理为蠕变和疲劳,而OP TMF主导损伤机理为氧化和疲劳。      

复合材料热压罐固化工艺研发试验设计与适航验证

叙述了复合材料热压罐固化工艺研发试验的制定依据和实施过程要求,重点介绍了复合材料热压罐固化工艺的材料、采样、关键工艺参数和测试项目的选择,对制造过程的下料、铺贴、机加和无损检测要求进行分析,明确了试验方案各关键环节的控制要求,并对复合材料热压罐固化工艺研发试验设计、工艺规范的建立以及对产品质量和形成的工艺规范的适航验证方法进行了阐述。对于工艺规范的适航验证,其工艺的稳定性是验证的重点,可以通过具有代表性的试片级、元件级试验件进行试验。     

串列双U型管束换热器压降与回热效率模型实验

为了研究串列双U型管束换热器的流动和传热特性,开展了模型实验,得到了串列双U型管束换热器布置方式对喷管通道流动压降和换热器回热效率的影响。结果表明:喷管通道流动压降随着换热器安装角的增大而增加,邻近喷管收敛状出口位置的换热器安装角对流动压降的影响最为显著,进口附近的换热器影响次之;相对通道内置单个换热器的情形,串列换热器中前置换热器安装角的变化对流动压降的影响有所减弱;较小的前置换热器安装角度导致其回热效率过低,从而导致平均回热效率难以改善;在本文研究的几种布置方式下,安装角为30°-17°-13°的串列换热器布置方式的流动和传热综合性能相对较优。     

基于试验的高空台混合器至流量管传热模型研究

基于高空台升温试验原理和已有试验数据,对影响升温过程的因素进行了分析,得出混合器出口温度值的高低是影响升温速率的主要因素。同时,采用基于试验数据的建模方法,将经验值转化为数学模型,实现了高空台升温过程的数值模拟。     

适应飞机需求的进气预冷技术路线分析

为了综合评价高超飞机用高Ma的涡轮发动机及其组合动力的预冷技术方案,从工程应用角度以飞机动力需求为牵引,开展了射流预冷、超临界氦强预冷和燃油强预冷技术方案的对比分析。针对3种预冷技术方案的原理、技术优势、存在的问题,以及适应飞机需求的标志性技术指标开展分析和评估,从跨速域时性能、技术难度及风险、付出的成本代价和周期,以及发展前景等方面开展了综合分析。结果表明：从满足产品需求的角度出发,与超临界氦强预冷和燃油强预冷技术方案相比,射流预冷技术装置结构简单、可靠性高、总压损失小、可与进气道高度集成、供水量适度,以及涡轮发动机本身提供的功率足以驱动射流预冷系统无需额外能源,是目前涡轮发动机扩包线的较优方案。     

SSG模型在压缩拐角激波/湍流边界层干扰模拟中的应用

采用非线性方案模化雷诺应力再分配项的二阶矩雷诺应力输运模型——SSG模型和两方程线性涡粘模型SST模型,对24°高雷诺数二维压缩拐角激波/湍流边界层相互干扰流动进行数值模拟。通过在壁面压力分布、壁面摩擦阻力系数分布、截面速度分布及分离区大小等方面与实验数据比较,综合评估了上述两种模型模拟该问题的能力。结果表明:两种湍流模型在上述各方面都取得了与实验较为一致的结果,但相比较而言,除SST模型在流动再附后对壁面摩擦阻力系数分布的模拟更接近实验值外,SSG模型结果在上述其他方面均更接近实验值。本文工作为压缩拐角激波/湍流边界层干扰这类流动数值模拟的湍流模型选择提供了参考。     

DD6单晶涡轮叶片热机综合疲劳试验研究

针对涡轮叶片考核部位的寿命问题,介绍了DD6单晶涡轮叶片热机疲劳试验方法。通过设计感应线圈进行高频感应加热,实现某一工作状态下涡轮叶片考核截面温度场模拟,同时使用U型铁氧体精细调节温差;通过设计的二位移调节机构控制拉伸载荷,实现涡轮叶片考核截面由离心载荷和气动载荷引起的应力场模拟。在保证内冷空气流量的条件下,进行了DD6单晶涡轮叶片热机疲劳试验,实现了涡轮叶片寿命预测方法的试验验证,同时为工程设计提供了试验依据。     

1+1对转涡轮气动设计技术研究

分析了对转涡轮方案的影响因素,推导了带导叶对转涡轮基元级速度三角形参数与涡轮效率和出功比的关系,进行了速度三角形的分析,得到了带导叶对转涡轮速度三角形的设计规律。为验证此规律,选取了基元级基本参数,在此基础上,进行了考虑冷却的1+1对转涡轮气动方案的设计;并利用三维数值模拟手段对所设计的气动方案进行了验证。结果表明,所完成的涡轮气动方案能够满足设计要求,且选取的速度三角形基本参数与数值模拟结果较为接近。     

“仿生学”沟槽减阻仿真分析及机理研究

"仿生学"沟槽结构在航空发动机叶片减阻和燃滑油系统减阻等领域有潜在的应用前景。为获得该结构构型参数和雷诺数对减阻效果的影响规律,通过对鲨鱼及海豚表皮特征进行仿生设计了横向和纵向沟槽,利用数值模拟方法对不同沟槽构型在不同雷诺数下的减阻效果开展了对比研究和机理分析。结果表明:横向和纵向沟槽构型减阻率均随雷诺数增大而减小,并且雷诺数影响占主导地位。对于横向沟槽构型,沟槽间距较大的构型沿程阻力占主导,在相对高雷诺数下减阻效果较好;沟槽数量较多的构型局部阻力占主导,在相对低雷诺数下减阻效果较好;无间距构型在相对低雷诺数下减阻效果最好,减阻率约为4.14%。对于纵向沟槽构型,减阻率比横向沟槽的高约1个百分点,雷诺数对减阻效果影响不大。     

高压涡轮主动间隙热控制系统机匣传热特性试验

设计了实际尺寸高压涡轮（HPT）主动间隙控制（ACC）系统机匣组件试验件,模拟ACC系统在高温、高压条件下的工作状态,研究了HPT机匣的温度分布规律,以及机匣温度随冷气雷诺数的响应特性,验证了供气总管及冲击冷却管的流动特性。结果显示:供气总管压力分布均匀,冲击冷却管从进气端至封闭末端的沿程压力逐渐升高,但管内压力随冲击冷却管开孔面积比的增大而接近一致;当ACC系统不工作和工作时,机匣周向单点温度与平均温度最大相对偏差分别为48%和58%;而在ACC系统工作时,随冷气雷诺数的变大,涡轮外机匣温度能显著降低,试验工况中,机匣各冷却部位平均温度的降幅可达16%～37%,达到预期效果。基于试验测试数据,验证并改进了HPT机匣组件换热分析模型,该模型具有较高精度和良好适用性。