超声速气流中横向气体射流混合经验模型

为了获得适用于工程估算的射流穿透经验关系式,对射流中心迹线、穿透边界及喷注物展向分布特性进行模化处理,建立了描述超声速气流中横向气体射流混合经验模型,并通过系列实验观测结果对该模型有效性进行验证.结果表明:在较宽的动量比范围内(动量比为0.5~5.3),该模型预测的射流中心迹线和穿透边界均与实验图像吻合较好,在射流中心迹线附近,该模型预测的喷注物摩尔分数与实验测量值相比误差在5%以内,精度优于现有模型.随着动量比的增大,在喷孔下游一定区域内,射流引起的反转旋涡对增强,导致该模型对展向摩尔分数分布的预估产生一定误差,表明该模型的适用范围与动量比和下游距离等因素相关.      

双U形管束换热器压降和热效率模型实验

在低速风洞上实验研究了双U形管束换热器压降特性以及热效率,着重对比了U形管截面形状和换热器安装角的影响.结果表明:在相同的U形管管内平均速度下,椭圆管换热器的管内压降高于圆管换热器,在较高的管内平均速度下两者的差异更为明显;对于外部流动,换热器安装角增大所诱导的外部流动压降显著增加,在较小的换热器安装角下,椭圆管换热器的管外压降略大于圆管换热器,而在较大的换热器安装角下,椭圆管换热器的管外压降则显著低于圆管换热器;安装角为30°的换热器传热系数较安装角为10°时可以提高约50%,在密流比为0.4时,椭圆管换热器的热效率相对于圆管换热器约有6%的增加.      

多残渣富燃料推进剂燃速测试仪的改进

在现有靶线法燃速测试仪的接线柱上加装绝缘防烧蚀挡板,解决了燃烧过程中的非正常中断问题。设计并安装过滤除尘器,解决了残渣污染气体管路的问题。在燃烧室上连接压强传感器,实现了燃烧过程中压强变化的监测。实验结果表明,改进后的靶线法燃速测试仪推进剂药条燃烧过程准确,实验后清理简便可靠,且保障了管路的密封,实现了多残渣富燃料推进剂燃速的正确测试。     

基于时间-多资源占用的工作负荷评估模型

为了测量和评估航天员在轨维修的工作负荷,在时间线分析法和多资源占用理论的基础上,确定了用间接获取的资源需求占用率、直接测量的占用时间2个维度来进行工作负荷主客观综合评估,并提出基于动态时间窗口的时间-多资源占用的工作负荷评估模型。为了验证模型的有效性,搭建典型在轨维修任务——液体回路子系统的维修试验环境,招募被试,获取主观工作负荷数据,进行维修视频采集和动素时间测定。结果表明,本文模型的工作负荷值与主观工作负荷评估值显著相关且吻合较好,验证了其有效性。     

航空发动机整机振动问题研究方法及工程应用

针对航空发动机整机振动特征溯源困难的现状,以某型发动机典型振动突变特征溯源研究为例,提出了一种基于整机及部件动力学试验手段的振动特征溯源研究方法。该方法首先通过整机及部件动力学试验测试手段揭示发动机动力学特性和典型现象深层特征,然后通过综合剖析方法溯源振动特征的动力学原因及结构原因。通过发动机全静子机匣支承动刚度和整机模态特性试验研究,获取了静子支承动刚度特性与整机模态特性。通过发动机转子全转速下动特性与转子模态试验研究,揭示了转子在离心载荷作用下的不平衡激励和弹性线变化规律,以及转子连接界面在不同力学参数下的模态特性。通过整机工作条件下的转子轴承座全息测振和基于发动机叶尖间隙的转子全息测振试验研究,揭示了发动机典型振动特征的瞬变特征、支点工作振型、转子涡动及初相点等特征的变化规律。经综合研判,得到了该发动机振动突变特征的原因是转子连接界面变化所引发的转子不平衡激励状态突变的结论。基于该机理开展了转子本机平衡技术研究,有效地抑制了多台发动机的振动突变特征,进一步表明该溯源方法的正确性。     

绊线对大子午扩张涡轮端壁的气动及传热性能影响研究

为了探究绊线对大子午扩张涡轮端壁边界层分离和马蹄涡的削弱效果,分析绊线对大子午扩张涡轮端壁传热特性的影响。对某1.5级涡轮应用SST湍流模型对端壁流动进行精细捕捉,并进行了气动和传热的有效性实验验证。结果显示：绊线减弱了叶片前缘驻点高压区,使得上端壁分离点位置提前;绊线增强了来自涡轮动叶的泄漏涡强度,但极大地削弱上通道涡;此外,中间位置绊线使得总压损失降低了2.28%。叶片前缘热负荷增加,Trip(5.3% E)绊线使得叶片表面热通量降低1.66%。大体上讲,绊线的引入减小了大子午扩张涡轮通道涡等二次流的影响,优化了大子午扩张涡轮的流场,降低叶片表面换热量。     

基于神经网络的变截面再生冷却结构优化设计

针对目前再生冷却结构优化研究存在参数对比范围窄、依赖于经验关系式等问题,根据航空发动机燃烧室特点提出了一种变截面宽度再生冷却通道,并采用神经网络模型结合数值模拟结果,以通道出口燃油温度相对标准差、燃气侧最高壁温及壁温相对标准差为目标,预测了全参数范围内不同槽宽和、槽宽比及肋高下目标函数的变化规律,预测结果表明：当槽宽和较小时,增大肋高可以强化换热,但当槽宽和较大时,需减小肋高才能强化换热,这也揭示了为何有些文献中关于肋高对换热性能影响的结论会相反;此外,存在一个最佳槽宽比范围可使得三个目标函数均最低;增大槽宽和可以明显降低燃气侧壁温及其不均匀度,减小肋高可以缩小不同管道出口燃油温度的差异。从预测空间内可选取多组综合流动换热性能较优的结构,优化后三组目标函数的加权值降低了9.09%。     

某大涵道比风扇轮毂型线数值计算

为了改善风扇叶根的二次流动,基于某原型方案,采用数值模拟方法研究了轮毂型线对大涵道比民用发动机风扇流场的影响。研究结果表明:凹形轮毂型线对风扇根部流动的影响主要体现在从下凹位置开始的加速流动作用。靠近风扇尾缘是较优的轮毂下凹最深位置,对根部流动存在2种改善作用,即流路收缩带来的加速流动作用,在提高风扇根部出口子午速度的同时,提高了10%叶高附近吸力面表面流体速度,抑制该叶高靠近尾缘处流体回流;由于轮毂下凹最深位置靠近尾缘,轮毂型线在靠近风扇出口时可以维持在凹曲线形式,减弱风扇角区吸力面表面回流。轮毂下凹深度对风扇内涵的压比和效率呈现单调影响。改进后的轮毂型线计算结果与原型方案相比,风扇吸力面极限流线改善,全流量范围内风扇内涵效率提升。     

一种考虑截面任意变形模式梁的有限元模型

提出了一种考虑截面完整变形的截面插值梁模型,并用于机翼结构的建模与分析。首先引入截面插值函数——拉格朗日函数描述截面形状,以位移向量为未知变量描述截面位移,在此基础上依据插值理论构造梁单元位移场。不同于传统梁单元通过假定的中性轴的挠度和转角来确定梁截面各点位移,该梁模型摒弃了中性轴假设与平截面假设,通过截面插值函数得到梁截面面内、面外变形;然后通过有限元理论推导了梁单元刚度矩阵与质量矩阵;最后利用截面插值梁单元对机翼各部件进行有限元建模,并展开典型工况下的静力学分析以及动力学分析,与Nastran实体单元计算结果进行了对比分析,验证了该梁模型的有效性,为机翼的结构设计和强度分析提供了一种新的简化建模方法。     

基于动力学分析的发动机测振截面选取

研究了发动机测振截面选择的建模方法和优化算法。确定测振截面选择思路,建立转子-支承-机匣整机模型,计算正常和故障条件下转子动力学特性,并依据总体方案规定的传感器数目,确定测振物理量较大的转子截面或支承位置,完成振动传感器布置方案的初步确定。进一步提出测振方案优化方法,通过对实测数据进行分析,考虑实测信号的信噪比和信息冗余性,确定各测点振动数据有效信息量,判定测振方案是否合理,并选择机载测点。以某型发动机为例,设计监测点布置方案。结果表明:机载测点与该型发动机实际机载传感器测点位置相同,验证了测振方案的建立方法、优化方法和机载传感器选择方法正确可靠。单元敏感度越高,反映转子振动越明显。振动相似度越低,反映发动机整机振动特性越全面。研究结果为航空发动机测振截面布置提供重要依据。