某型发动机压比调节器的X6辅助螺钉最佳调整量研究

压比调节器的调整是发动机试车中比较重要的过程，如何进行有效、准确的调整，成为发动机、附件生产厂家比较关心的课题。本文就该附件在试验台上的一些试验结果，提出它的比较合理的调整量。     

直接时效GH4169高温合金疲劳裂纹扩展性能试验

对直接时效GH 4169高温合金的疲劳裂纹扩展性能进行了试验研究。分别研究了厚度、温度、应力比等因素对直接时效GH 4169高温合金疲劳裂纹扩展性能的影响。结果表明,在410 mm的厚度范围内,厚度对直接时效GH 4169高温合金疲劳裂纹扩展性能几乎没有影响,但厚度为2 mm且应力比为0.1时其裂纹扩展速率稍有下降;应力比对直接时效GH 4169高温合金疲劳裂纹扩展的影响随着应力比的提高逐渐减小;温度的提高对直接时效GH 4169的裂纹扩展速率有明显的加速作用,但是随着应力强度因子范围的增加,其影响逐渐减小,氧化作用是加速其裂纹扩展的主要机理。      

不同横斜槽结构对气膜冷却效果影响的正交模拟

通过FLUENT软件并采用Realizable k-ε紊流模型对三维定常不可压缩N-S方程进行求解,利用正交模拟的方法模拟了不同的槽宽、吹风比和槽深三个影响因素共同作用下的平板气膜冷却效果,最终选出最优的冷却方案。结果表明:开槽深度为1倍孔径,吹风比为2.0和开槽宽度为2倍孔径的开槽姊妹孔的冷却效果最佳,为最优冷却方案。槽宽对平板冷却效率的影响最大,槽深的影响较小,吹风比的影响最小;开槽深度为0.75倍孔径,吹风比为2.0和开槽宽度为4倍孔径的开槽姊妹孔的冷却效率最低为0.1974,比最优冷却方案低约173%;横斜槽的存在使反向漩涡对的强度受到了抑制,从而加强了冷却效果。     

大展弦比大柔性机翼载荷分布求解的一种方法

大展弦比大柔性机翼在气动力作用下产生较大的弯曲和扭转变形,会引起明显的气动载荷重新分布。基于一种只具有2个广义转角自由度的梁单元模型,提出了一种大展弦比大柔性机翼载荷重新分布的新方法。该方法将大柔性机翼弯曲变形的几何非线性问题转化为线性问题,同时,基于弯曲变形结果,可在局部坐标系下进行机翼扭转变形求解,避免了整体坐标系下扭转变形的几何非线性问题。综合来看,该方法可将具有明显几何非线性效应的大展弦比大柔性机翼的载荷重新分布问题转化为线性问题,且计算量小,效率高,非常适合工程实用。通过与大柔性悬臂梁解析解的对比,验证了本文方法的正确性和有效性。     

基于加速退化试验的光纤陀螺组件寿命评估

工作在宇航环境中的光纤陀螺组件会受到复杂的应力作用,而陀螺组件本身结构复杂,价格昂贵,并且可靠性高,很难通过普通的加速寿命试验评估其寿命.运用包含剩余标准化系数的退化轨迹模型,描述了光纤陀螺组件退化量与应力水平的关系,并且运用双应力步进加速退化实验的方法,得到光纤陀螺组件在温度和辐照两种应力下的退化数据.结合光纤陀螺加速寿命模型,评估该陀螺组件在宇航环境下的寿命.     

重整气爆轰增压燃烧特性分析

为了提高燃气轮机的热效率,提出将化学回热技术（CR）与连续旋转爆轰增压燃烧（CRDPC）技术进行有效结合的思路.通过实验研究与数值研究的方法分别考察了不同的甲烷蒸汽重整方案对热回收的影响、重整气的增压燃烧流场特性及燃烧室性能等.结果表明:并列协同催化甲烷蒸汽重整方案具有最佳的重整性能,甲烷转化率和总焓增加率分别达到46.51%和25.28%;重整气组分的差异对爆轰波系流场结构影响较小,但是氢气质量分数的增加可以提高爆轰波传播速度,也会加剧新鲜预混气与上一轮爆轰产物的接触间断处的提前燃烧;在总压相同且重整气与空气以化学当量比进行预混的前提下,重整气中氢气质量分数增加1.1%左右时,预混气入口比质量流量降低约4.5%,但连续旋转爆轰燃烧室增压比降低约6.0%,这主要是接触间断处的提前燃烧造成的.      

转速对压气机级间篦齿封严影响的实验

对压气机级间篦齿封严进行了实验研究.不同压比下（1.05~1.3）,研究转速（1500~8100r/min）对压气机级间篦齿封严的工作间隙变化、泄漏特性、温升特性和旋流特性的影响.结果表明:随转速的增大,工作间隙减小,流量降低;小压比时流量系数降低,较大压比时流量系数变化微小.系统风阻温升随转速增大而增大,转速越大时,其温升越明显.另外,随转速的增大,出口盘腔同一径向位置的旋转比增大;同一转速下,随出口盘腔径向位置的增大,旋转比降低.      

连续旋转爆轰发动机参数特性的三维数值模拟

采用一步化学反应模型,基于任意坐标系下Euler控制方程,对连续旋转爆轰发动机(CRDE)进行了三维数值模拟研究, 详细分析了来流总压对CRDE参数特性的影响.研究发现:随着来流总压的增大,爆轰波峰值随之增大,但是燃烧室头部Laval型喷注段的壅塞比基本不变.不同来流总压下,可燃气体在燃烧室头部均以亚声速入射.随着来流总压的增大,燃烧室内流场的平均压强增大,但是其平均轴向流速基本不变.CRDE的流量、推力和比冲均随着来流总压的增加而变大;但是,不同来流总压下,CRDE的流量与Laval型喷注段最大流量之比不变,并且此比值约等Laval型喷注段的壅塞比.Laval型喷注段最大流量与来流总压成正比,因此以上分析从理论上进一步解释了CRDE的流量与来流总压成正比的原因.      

无源腔结构对大膨胀比单膨胀斜面喷管的影响

开展了基于无源腔的单膨胀斜面喷管(SERN)流动控制方法研究,采用标准k-ε两方程湍流模型,通过求解Reynolds平均Navier-Stokes方程,数值研究了过膨胀状态下无源腔结构对SERN内部流场和性能的影响.计算结果表明:与原型SERN相比,落压比为8时,无源腔结构的存在促进SERN上膨胀斜面流动的分离,改变SERN内部流场结构,影响SERN上膨胀斜面压力分布,从而使SERN的轴向推力系数提高1.75%,同时不会带来低头力矩的恶化.在落压比为3~13范围内,无源腔结构的存在促进了无源腔附近附面层流动分离,减少了SERN内激波串数目,并使SERN上膨胀斜面压力峰值增加,提高SERN轴向推力系数.      

三轴承推力矢量喷管运动学建模及试验

三轴承推力矢量（3BSD）喷管是实现大角度偏转的推力矢量主要形式,主要应用于垂直/短距起降（V/STOL）飞机。喷管由3段组成,相邻两段通过轴承连接,喷管与发动机出口也通过轴承连接,因此形成了3对转动副,通过3对转动副的转动喷管可以实现偏转到特定的角度及方向。三轴承推力矢量喷管运动学模型是其控制器设计及应用的前提,通过喷管固联坐标系逐级坐标转换的方法得到喷管运动学模型。通过几何关系分析说明了三轴承推力矢量喷管的基本原理,对推力矢量偏转大小/方向与三级喷管转角之间的非线性关系进行了分析,在3条基本假设的基础上提出了喷管逆运动学控制规律,并利用一个缩比喷管进行了试验验证。试验结果表明,所建立模型可以反映喷管运动学特性,逆运动学控制规律可应用于喷管开环控制。