实验探究周向进气畸变对局部喘振型跨声速轴流压气机进气的影响（英文）

为深入探究失速点变化机理,采用实验方法探究了三种不同周向畸变强度的进气边界对压气机失稳演化的影响机理。在试验过程中,通过增加动态测试点以测量转子叶尖的静压和静子尾缘的总压,并在压气机出口容腔内增加测点以检测系统响应。结果表明,当进口存在周向畸变时,失稳点流量的减小是由于压气机的失稳演化过程从局部喘振转变成了突尖波。在均匀进气时,该压气机失速演化过程为局部喘振,扰动以低频轴对称的形式出现在静子叶根区域。当进口存在周向畸变时,静子叶根处仍会出现不稳定低频扰动,但由于周向畸变的存在使其不再具备轴对称性,因此该低频扰动无法进一步发展,最终由于转子叶尖出现了突尖波导致压气机失稳。本研究主要结论为周向进气畸变可以通过改变压气机失速过程进而影响压气机失速点变化。     

模型基涡轴发动机传感器故障诊断研究

基于干扰解耦思想,针对涡轴发动机工作中传感器瞬时断路硬故障模式,提出一种基于模型的涡轴发动机未知输入观测器传感器硬故障诊断方法。通过对地面、高空工作的涡轴发动机不同传感器故障的模拟,验证了该故障诊断方法的有效性。结果表明,基于模型设计的未知输入观测器(UIO),能够对系统输入中的测量干扰未知输入信号进行有效解耦,同时传感器故障信息通过UIO计算获得的输出估计具有鲁捧残差性能。     

涡轮榫接疲劳寿命评估及验证：研究现状及展望

介绍了涡轮榫接结构疲劳寿命评估技术的研究现状,分别从多场载荷分析、裂纹萌生寿命评估、裂纹扩展模拟和试验技术等方面探讨了现有研究的进展、不足以及发展趋势,重点论述了涡轮榫接结构使用寿命和损伤容限的评估方法。结果表明：现有的分析和试验方法能基本实现涡轮榫接的疲劳寿命评估,但由于各种局限性,工程适用性亟待提高,仍需稳健的载荷降阶分析方法、基于物理机制和数据驱动的寿命评估方法、载荷历程相关的裂纹扩展寿命评估方法和复杂热力环境下的试验技术,从而建立先进航空发动机涡轮榫接结构疲劳寿命评估及验证体系。     

高空台特种调节阀建模方法对比研究

为了获得准确的轮盘式特种调节阀流量特性模型,提高高空舱进口流量预测精度,提出了基于BP神经网络和NARX网络的建模方法。在对调节阀与传感器测点位置分析的基础上,将调节阀和阀后容腔作为整体进行建模。对比研究了流量系数、静态BP神经网络以及基于Gamma Test的动态NARX网络建模方法,并给出了工程中选取建模方法的建议。以试验流量数据为基准,仿真对比了不同阀门开度变化时,各模型输出流量的稳态误差和动态误差。结果表明,BP神经网络方法和NARX网络方法建模精度要优于流量系数法。同时,BP神经网络模型最大稳态误差为0.52kg/s,优于NARX网络模型和流量系数模型。NARX网络模型的最大动态误差为2.04kg/s,相比于BP神经网络模型和流量系数模型,能够更准确地反映流量的动态特性。     

高马赫数下激波湍流边界层干扰数值研究

应用GAO—YONG可压缩湍流方程组数值模拟了入射斜激波／平板湍流边界层相互干扰现象,计算了来流马赫数为5．0,激波入射角度分别为15．876°、23．287°两种不同激波干扰强度下的流场。计算程序中的对流项、扩散项分别采用二阶ROE格式和二阶中心差分格式离散,并用多步Runge—Kutta显式时间推进法求解空间离散后的控制方程。计算较好地模拟了高马赫数下的激波／湍流边界层干扰的流场结构,位移边界层厚度,动量损失厚度等,也比较准确地预测了平板壁面压力、摩阻系数等气动力参数的分布。     

叶尖间隙对跨声速压气机叶片气动阻尼的影响

为了分析叶尖间隙对压气机气动阻尼的影响,基于相位延迟边界条件,建立了跨声速转子的气动阻尼计算模型,研究叶尖间隙对其流场及气动阻尼的影响。计算该转子在设计间隙条件下的气动性能、叶片模态以及颤振边界,和实验数据吻合较好,比较不同叶尖间隙(1.6%,3.2%,5.0%叶尖弦长)的转子气动性能,发现间隙增加使转子效率和压比均有显著的下降;对叶片表面非定常压力研究表明,叶片非定常压力对叶片振动的响应具有强三维特性,同时叶片间相位角(IBPA)和叶尖间隙流对其有显著的影响,由于叶尖间隙增加使叶尖流动的影响加强,导致叶尖区域由于振动造成的一阶谐波压力幅值相对减小,大间隙趋于恶化压力面的稳定性而对吸力面的影响在不同的叶片间相位角时不同;对于气动阻尼,在不同的叶片间相位角区域,叶尖间隙对其影响有显著的差异,甚至会产生截然相反的规律,特别是在设计状态,对于该转子,大间隙提高了叶片最不稳定状态的气动阻尼。     

回流燃烧室小弯管双层壁流量系数及冷却特性试验

为获得耦合参数(冲击孔径d_i,冲击孔流向间距S,冲击孔展向间距P)、小弯管外壁曲率半径(R₁,R₂)对回流燃烧室小弯管双层壁结构无量纲化流量系数C_d/C_d,max及无量纲化冷却效率η/η_max的影响规律,设计了4组共16个方案开展了实验研究。结果表明：S/P和R₁/R₂对于C_d/C_d,max的影响较小;随着S/P的增大,η/η_max呈先增后减的趋势,在S/P=0.8时达到最大值;随着R₁/R₂的增大,η/η_max呈增大的趋势;随着S/d_i和P/d_i的增大,C_d/C_d,max和η/η_max呈减小的趋势。     

基于混合维度仿真的自适应循环发动机引射喷管安装性能研究

自适应循环发动机（Adaptive Cycle Engine,简称ACE）独特的三外涵道结构使引射喷管成为一种可行的排气系统方案。为准确评估各种工况下引射喷管与ACE匹配工作下的安装性能,提出了一种基于变可信度代理模型的ACE-引射喷管混合维度仿真方法。该方法搭配引射喷管高、低两种可信度的计算流体动力学（Computational Fluid Dynamics,简称CFD）仿真模型,建立了引射喷管变可信度代理模型。通过动态更新该代理模型,在引射喷管性能空间的匹配工作区域集中进行高可信度CFD仿真,高效准确地实现了引射喷管匹配状态下的安装性能评估。仿真结果发现,ACE引射喷管在亚声速巡航和超声速巡航状态下的安装推力系数分别为0.979和0.961,在跨声速区段采用中间状态加速时后体阻力系数达到最大,为0.25。亚声速巡航状态下主喷管流量系数最低,为0.896。应用本方法仅需180次低可信度CFD仿真以及173次高可信度CFD仿真即可完成共计33个ACE工作点的引射喷管安装性能计算。     

液体射流喷入横向气流混合特性研究进展

随着低污染燃烧技术的发展,液体射流在横向亚声气流中的液雾混合特性越来越受到关注。因此对液体射流在横向亚声气流中的研究进展进行了综述,综述内容主要包括3个方面：液体射流在横向气流中雾化破碎;液体射流的穿透深度;液雾在横向气流中的散布和输运。大部分研究工作是针对单个直射式液体射流喷入均匀横向气流中的,也有研究考察了燃油脉动、气流不均匀或者旋转气流条件下射流在横向气流中的混合特性,然而对多喷射点或气动雾化直射式喷嘴形成的液雾在横向气流中的混合特性的研究工作开展的相对较少。最后对液体射流在横向气流中的国内外试验研究工作进行了简要的概括。通过对国内外相关研究进展的概括,并且以先进航空发动机低排放燃烧室中的雾化方式为背景,提出了液体横向射流混合特性研究应进一步完善的工作内容。     

民用航空发动机低排放燃烧室技术发展现状及水平

为了从科学和技术的角度展望民用航空发动机低排放燃烧室技术的发展方向,基于污染物生成机理及控制原理阐述了富油和贫油燃烧的污染排放控制方法,回顾了富油-焠熄-贫油燃烧（RQL）、贫油预混预蒸发燃烧（LPP）和贫油直接喷射燃烧（LDI）3种低污染燃烧技术的发展现状,并分析了新一代民用航空低排放燃烧室技术目前所达到的低污染排放水平。采用贫油燃烧技术的双环预混旋流器燃烧室（TAPS）已经应用于型号并取证,其NO_x排放比CAEP/6（Committee on Aviation Environmental Protection/6）标准低50.0%~65.8%,达到了超低排放水平,证明了贫油燃烧的发展潜力。要实现NO_x排放比CAEP/6低75.0%以上的超超低排放目标,需要利用燃烧数值模拟和光学诊断等先进工具,对燃烧室内喷雾、混合、流动、燃烧及它们之间的非定常相互作用开展更深入的研究。