涡轮轴发动机振动监测技术研究

介绍了某型涡轮轴发动机的振动特点, 针对其空中、地面的振动频谱分布情况, 提出了实施振动监测的方法。结合部队外场的实际情况, 利用单片微机研制出适合外场地面、空中使用的振动监测仪, 收到了较好的效果。      

钛合金低压风扇机匣真空电子束焊分析

介绍了钛合金低压风扇机匣的结构特点，分析了其真空电子事焊接时编程复杂，焊接参数选配，焊后变形大等难点，提出了合理的爆接工艺方案，并着重阐述了降低零件爆接变形的措施。     

低压对加力燃烧室压力脉动和放热脉动的影响

运用ＣＨ离子浓度传感器及其测试系统，研究燃烧室内低压对两态混气紊流燃烧的压力脉动和放热脉动的影响。结果表明，燃烧装置的结构参数决定了燃烧装置的固有频率，随着压力升高，剧烈化学反应区向上游移动，对蒸发式稳定器而言，低压下油气比对压力脉动值影响较小。     

并行处理发动机/控制系统半实物仿真

以高速微信号处理器ＴＭＳ３２０Ｃ３０为阵元机,研制了８阵元总线并行处理计算机系统,建立了涡轴发动机非线性仿真模型,仿真模型在并行处理机上并行计算实现实时。该实时仿真器通过输入输出接口与涡轴发动机的实际控制系统进行连接,组成涡轴发动机／控制系统半实物闭环系统,并进行了稳态和动态仿真。     

基于表面热膜的超高负荷低压涡轮叶栅附面层特性

利用表面热膜测量了定常来流条件下某超高负荷后加载叶型吸力面附面层的分离流动,并与壁面静压实验结果进行了对比.结果表明,热膜用于超高负荷低压涡轮叶型附面层流动测量可靠性较高;热膜测得的准壁面剪切应力及相关统计参数能准确地判断附面层分离、再附着和转捩位置;在低雷诺数条件下,分离泡尺寸和转捩区长度随来流雷诺数的减小而增加.     

高负荷低压涡轮边界层转捩的实验研究

为了研究高负荷低压涡轮边界层的非定常转捩过程及雷诺数对尾迹边界层相互作用机制的影响,采用热线和表面热膜测试技术在高负荷叶栅实验台上对吸力面边界层的非定常时空演化进行了实验测试。结果表明:高负荷叶型的吸力面边界层在没有来流尾迹作用的情况下会不可避免地发生分离。分离剪切层中的K-H无粘不稳定机制主导了失稳转捩过程;来流尾迹的逆射流会与边界层相互作用,产生卷起涡结构,从而促进分离剪切层的转捩过程。边界层的分离被转捩产生的湍流条带及其后的寂静区抑制;随着雷诺数降低,分离点向上游移动11.4%吸力面弧长,分离泡的流向和法向范围扩大,尾迹引起的卷起涡结构尺度也随之变大。雷诺数通过改变分离剪切层的状态对转捩机制产生影响。     

齿轮传动涡扇发动机低压转子结构与动力学分析

选取齿轮传动涡扇发动机低压转子为研究对象,以结构效率评估参数量化其动力学特性.通过建立低压转子简化模型,对低压转子关键结构参数(即支承方案、支点支承刚度)对其动力学特性的影响规律进行了研究,阐明了低压转子结构参数与其动力学特性的关系,并对其支承方案及支承刚度进行了优选设计.当低压转子支承方案为1-0-1,两支点支承刚度分别为5.84×107N/m和5.90×107N/m时,转子动力学性能较优,此时转子角向抗变形能力较好,前两阶临界转速分布满足共振裕度设计要求,且分布于小的转速区间内.      

低压转子分出功率对高空长航时无人机发动机的影响

建立了高空长航时无人机发动机性能计算模型,引入雷诺数对发动机部件性能影响的修正,编制了相应的计算程序.计算分析了不同类型的中小推力涡扇发动机在高空条件下低压转子分出功率对发动机和核心机状态的影响,以及高/低压转子同时分出功率对发动机的影响,并对分出功率在高、低压转子的分配比例进行了分析.结果表明:在高空条件下,与高压转子分出功率相比,低压转子分出功率能明显改善无增压级涡扇发动机的风扇/压气机喘振裕度和带增压级涡扇发动机的增压级喘振裕度,能在保证发动机稳定工作的前提下,大幅度提高无增压级涡扇发动机的高空分出功率能力,有效提高带增压级涡扇发动机的高空分出功率能力,此外,低压转子分出功率可使核心机的转速、换算流量、增压比提高9%~14.8%,能有效地挖掘核心机的潜力.      

来流湍流度对超高负荷低压涡轮附面层流动控制手段的影响

实验研究了表面粗糙度耦合上游尾迹的流动控制技术,分析了来流湍流度（FSTI）在流动控制过程中对叶片吸力面附面层分离、转捩特性的影响.实验发现:在速度峰值点至分离点之间布置粗糙高度与弦长之比为1.05×10-4的粗糙条带可以在来流湍流度为0.4%与2.2%的低雷诺数范围内降低叶型损失.在雷诺数为85000的状态下,FSTI影响了尾迹通过区、尾迹诱导转捩区及自然转捩区的附面层动量厚度,造成了叶型损失的差异,但FSTI对抑制区的影响较小.      

不对称推力完全自动补偿技术

研究了一种适用于多发飞机的不对称推力完全自动补偿策略,并针对发动机失效后的不对称推力飞行特性进行研究。首先,推导了横航向达到平衡状态的条件,提出了一种基于发动机转子转速信号的自动补偿控制方法,在保证补偿效果的同时,解决了自动补偿系统可靠性低的问题,该自动补偿控制方法将高压转子转速信号与低压转子转速信号进行逻辑运算,结合高压转子转速差控制副翼和方向舵偏转,再与主飞行控制系统共同作用使飞机达到平衡状态。然后,基于横航向主飞行控制系统具有滚转角保持功能的特点,优化自动补偿控制系统。最后,全包线内建立飞机达到平衡状态的线性化数学模型,设计了不对称推力完全自动补偿控制律。通过MATLAB/Simulink建模并进行仿真验证,仿真结果表明完全自动补偿控制方法对不对称推力飞行具有良好的补偿效果。