间冷回热涡扇发动机大涵道比风扇技术

为支持间冷回热循环涡扇发动机技术研究,开展了一台涵道比为16.6的大涵道比风扇的气动设计,获得了较高的效率和稳定工作裕度,并对风扇根部流道弯曲形式、转静连接流道形式、转子造型技术和内涵静子周向弯曲形式进行了研究。结果表明,采用的转子根部反曲率流道、转静连接流道、宽弦-正攻角设计转子叶片、根部反弯设计内涵静子,能有效支持气动方案设计,改善大涵道比风扇气动设计中效率低、内涵裕度不足等问题。     

空客A320系列飞机襟/缝翼翼尖刹车监控信息的分析

空客A320系列飞机的襟/缝翼控制计算机对翼尖刹车线圈提供了相应的监控功能（包括开路和短路）。但是,不完善的监控逻辑可能导致一些奇怪的故障现象,影响维护人员对故障的判断,本文对其监控内涵进行深入分析。     

涡轮级间双涡燃烧室的出口温度分布试验

在单涡燃烧室研究的基础上,对双涡燃烧室进行出口温度分布试验研究,得到了影响出口温度分布系数(OTDF)的因素如下:①随着主流马赫数的增加,出口温度分布系数减小;②主流温度对出口温度分布影响较大,出口温度分布系数随主流温度的增加而减小;③随着余气系数的增大,出口温度分布系数都有先增大后趋于平缓或减小的过程;④不同的凹腔结构对出口温度分布系数的影响很大,综合各个试验件结果,深宽比为0.8,后体进气方式为开槽进气的双1试验件的出口温度分布系数最小.      

全环涡轮级间燃烧室性能试验

以涡轮级间燃烧室(ITB)应用于涡轴发动机为研究平台,根据ITB的应用环境,采用凹腔驻涡燃烧室作为涡轮级间燃烧室,设计加工了全环凹腔驻涡燃烧室试验件,并进行了性能试验研究.试验结果表明:该燃烧室的贫油点火边界余气系数为10.2,降低驻涡凹腔体内外压差有利于点火;与常规燃烧室相比,燃烧室的燃烧效率偏低,但燃烧效率随进口温度的升高逐步加大;燃烧室的总压恢复系数较小,进口温度对燃烧室的总压恢复系数影响不大;燃烧室出口温度场分布较好,出口温度分布系数(OTDF)随进口温度的升高而减小;随着进口温度的提高,火焰筒壁温会局部偏高,火焰筒的冷却设计需优化改进.      

带级间燃烧的涡轴发动机性能仿真

为了分析涡轮级间燃烧技术对常规涡轴发动机性能提升的潜力,针对两种带级间燃烧的涡轴发动机性能方案,分别建立了部件级稳态性能计算模型,并通过仿真对比分析了级间燃烧室不同温升及总压损失条件下发动机的整机性能,结果表明:级间燃烧室总压恢复系数和温升对单位功率和总功率影响较大,当级间燃烧室总压恢复系数为0.95、温升为200K时,保持进口空气流量不变,涡轴发动机单位功率和总功率增加17%,耗油率增加约11%;在高的级间燃烧室温升条件下,适当增加动力涡轮导向器面积,改善涡轮流通能力,有利于进一步提高整机功率,降低动力涡轮前温度;两种方案对比,在涡轮过渡段设置级间燃烧室空间上更好布置,性能上更占优势.      

Fe3Si金属间化合物高温抗氧化性能研究

采用电弧熔炼法制备了Fe3Si金属间化合物.选用AISI 304不锈钢作对比,研究了Fe3Si在800℃和900℃空气环境中的高温抗氧化性能,利用XRD,SEM,EPMA等测试设备对Fe3Si金属间化合物进行了表征.结果表明:在800℃,900℃下,Fe3Si金属间化合物都表现出较AISI 304不锈钢更好的高温抗氧化...     

碳纤维增强可溶性聚芳醚树脂基复合材料的表面与界面

首次对碳纤维增强含二氮杂萘酮联苯型聚芳醚砜酮(PPESK)基高性能热塑性树脂基复合材料的界面进行了研究。采用空气冷等离子体处理方法对碳纤维表面进行处理。用XPS测试分析了不同等离子体处理时间对CF-原丝表面元素组成的影响及其变化规律。用FT-IR测试分析了经等离子体处理前后碳纤维表面的官能团的变化。采用动态接触角测试分析了不同处理时间下,碳纤维浸润性的变化规律,进一步分析了复合材料界面的粘结机理。采用AFM测试分析等离子体处理时间对碳纤维表面粗糙度的影响。利用ILSS测试方法表征了碳纤维/PPESK复合材料的层间剪切强度,确定了最佳的等离子体处理条件。利用SEM观察了碳纤维/PPESK树脂基复合材料的层间剪切破坏形貌。结果表明:对碳纤维的最佳的等离子体处理条件为:处理功率200W,处理时间15m in。在这一条件下处理碳纤维,复合材料的ILSS值最达可提高13.5%。经过适当的等离子体处理后,碳纤维表面的极性基团的含量、浸润性能和粗糙度均得到改善,增强纤维与树脂基体间界面的粘结性能得到提高,从而提高了复合材料的力学性能。     

某型间冷燃气轮机热力计算方法研究

为提高航改燃气轮机的性能,以现有的简单循环的某型燃气轮机为基础开展了间冷循环研究:采用牛顿迭代法和循环迭代算法,分别对以该燃气轮机核心机为基础发展的间冷循环燃气轮机进行了热力计算和比较,并进行了该间冷循环燃气轮机的设计点方案论证。     

激波风洞两级入轨飞行器纵向级间分离试验技术

高超声速多体分离问题是航天多体飞行器研发中的关键技术问题,基于分离过程中高速流动的复杂性,对高速多体分离的风洞试验研究极具挑战性,特别是激波风洞分离试验。激波风洞具有高速、高焓试验气流特点,更准确评估高超声速分离气动力/热特性,但是其有效试验时间短（ms量级）,进行主动式动态级间分离试验极其困难。提出一种应用于激波风洞主动式多体分离试验的高速气动发射系统（HPELS）,使得模型在短试验时间内完成主动分离测试,详细介绍了HPELS延迟时间、模型分离时间等精确的时间标定及时序控制方法。针对分离过程中模型的运动轨迹及气动力参数的高性能评估,发展了基于纹影图像的非接触式分离运动轨迹捕获及气动力参数测量技术。两级入轨（TSTO）飞行器的安全级间分离是典型的高速多体分离问题,设计了并联式TSTO飞行器并针对作者提出的纵向分离方案,在JF-12复现飞行条件激波风洞验证了高速动态多体分离试验技术应用的有效性,同时首次在激波风洞对TSTO纵向分离方案进行了原理性验证。初步对比结果显示,试验结果与数值计算结果具有良好的一致性。     

反应合成NiAl（Fe）—TiB2复合材料及其微观组织

研究了Ｆｅ对ＸＤ工艺原位生成ＮｉＡｌ－ＴｉＢ２复合材料室温压缩性能的影响及其微观机制。加入２５ａｔ％Ｆｅ元素后,其室温压缩变形量可达２０％。分析透射电子显微术和高分辨透射电子显微术研究表明,ＮｉＡｌ（Ｆｅ）－ＴｉＢ２复合材料中,除β－Ｎｉ（Ａｌ,Ｆｅ）、γ′－（Ｎｉ,Ｆｅ）３Ａｌ相及ＴｉＢ２颗粒外,还生成了一种新的Ｆｅ（Ｎｉ,Ａｌ,Ｔｉ）相。和基体相比,该相有较高的Ｆｅ含量,分布于枝晶间,可提高材料的塑性。Ｆｅ（Ｎｉ,Ａｌ,Ｔｉ）相属面心立方结构,点阵常数为ａ＝１．０６８ｎｍ,它与基体和增强颗粒之间结合紧密,界面无反应产物。