细长体飞行器自由边界热模态试验与仿真

随着耐热承载一体化材料在新型高超声速飞行器上的应用,承力结构的工作温度不断提高,各类热模态特性逐渐得到关注。针对非平面形状的细长体飞行器自由边界条件下的热模态特性开展了研究。通过研究模拟气动加热条件的圆筒形加热笼、模拟自由边界的耐高温柔性支撑、非接触激光多普勒测振、耐高温激振杆激励等试验方法,获得了细长体结构自由边界条件下随温度变化的前3阶模态变化情况。结果表明：对此类薄壁长圆筒类结构,温度升高对模态频率影响可以超过6 Hz。开展有限元仿真,并与试验取得的热模态结果的变化规律进行对比。结果表明：建立考虑温度对结构弹性模量、热应力影响的壳单元模型,能够较好地预测出前3阶模态频率在全部受热时间范围内的最大下降量,可为高超声速飞行器控制系统设计时的拉偏范围提供参考。     

回流燃烧室流动特性试验

为了揭示有/无燃烧状态下燃烧室热态和冷态流场的特征和流动特性,针对某型回流燃烧室单头部试验件,使用粒子图像测速仪（PIV）,测量燃烧室燃烧状态下不同截面处的热态流场,以及没有燃烧状态下不同截面处的冷态流场,探讨不同总压损失系数对回流燃烧室热态/冷态流场特征及流动特性的影响。研究表明:随着总压损失系数的增大,冷态条件下各截面流场结构基本保持不变,如射流孔穿透深度、射流角度、回流区位置及大小、流线等基本保持一致,但是各位置点速度大小逐渐增大。热态条件下各截面流场随着总压损失系数增大,流场结构也基本保持不变;相同总压损失系数时,热态流场与冷态流场存在差异,燃油喷射与气流的相对运动将会对燃烧室头部的流场结构造成影响,速度较冷态流动时略微增大。      

航空发动机热端部件在中欧适航体系中的典型适航条款梳理及差异性研究

国际联合研制民用航空发动机在适航取证阶段需要表明相关条款的符合性,同时要解决条款差异带来的取证问题。以中法联合研制民用涡轴发动机为背景,针对取证技术难度较高的热端部件适航条款,从选取热端部件典型条款出发,确定并追溯条款的演变历史,梳理条款内涵要求并分析在中欧适航体系中的差异性,从而明确适航标准要求,为审定基础的确定提供参考,同时支撑中欧联合研制民用航空发动机的适航取证。     

氧化层非均匀增长对热障涂层应力分布的影响

利用扫描电镜对不同氧化程度的热障涂层(TBCs)进行观察,分析发现热生长氧化层(TGO)各部位并非均匀增长。假设热生长氧化层的形状为正弦曲线,用统计方法处理扫描电镜图片可以得到热生长氧化层的基本几何参数。由此建立单波形二维轴对称有限元模型,计算并分析了非均匀增长模型的应力状况。结果表明:相同温度下,非均匀增长模型的轴向、剪切和Mises应力分量的变化趋势与均匀增长模型的对应趋势一致;但是非均匀增长模型的各个应力分量最大值均小于均匀增长模型的应力分量最大值。      

热冲击后气膜冷却叶片结构强度流固热耦合仿真

研究了冷气流量对气孔周围热应力的影响,为气膜冷却叶片可靠性设计提供参考。改变气孔的孔径,并建立有限元模型,结合有限元/边界元理论,通过流固热三场耦合技术获得热冲击后的叶片最大温度、温度不均衡程度及最大热应力。研究表明:增加冷气量有利于改善叶片冷却效率降低叶片温度,但也会使叶片温度不均衡程度增加,加剧尾缘气孔内的热应力载荷;增加前缘气孔直径可提升66%的平均冷却效率,有利于减缓气孔内的热应力,增加尾缘气孔的直径对冷却效率及热应力的影响均较小。此外,数值计算结果与试验及解析解较为吻合,对于气膜冷却叶片结构设计具有参考价值。      

热障涂层在涡轮叶片应用中的热防护有效性

建立了含热障涂层的涡轮叶片简化传热模型,通过理论推导建立了热障涂层的有效性判据,并基于此进行了热防护有效性分析。理论分析与数值实验表明:由热障涂层带来的复合传热表面传热系数的变化会显著影响热障涂层的热防护效果;在发动机典型工况下,对于处于高温区的高压涡轮叶片前缘处,热障涂层引起的复合传热表面传热系数变化率最大值的范围为1.25%~10.83%以满足热防护有效性要求。在工程中应特别注意由于热障涂层的应用带来的复合传热表面传热系数的变化,否则会导致热防护失效,甚至产生反效果。      

气动力/热与结构多场耦合试验模型方案初步设计

以多渠道、多机制交叉耦合为热防护结构特点的新一代高超声速飞行器必须采用气动力/热与结构多场耦合计算方法进行研究。目前,国外已建立较完善的耦合分析系统并用于飞行器研制,国内的中国空气动力研究与发展中心(CARDC)也已自主研发了热环境/热响应耦合计算平台(FL-CAPTER)。为验证多场耦合计算平台所用方法的有效性和计算结果的准确性,设计并开展气动力/热与结构耦合的地面试验具有十分重要的意义。本文结合气动力/热与结构多场耦合试验设计需求,以现有材料和设备能力为依托,开展了试验风洞选取、模型尺寸估算、模型材料选择、模型气动设计与模型结构设计工作。初步研究表明,模型支撑结构附近迎风面局部高温热膨胀将有利于模型前体结构产生可观的整体变形量。本文以此设计了带压缩拐角的二级压缩面结构模型,通过短时间不锈钢模型验证试验和计算对比分析初步验证了模型设计的可行性,并以此为基础预测了高温合金模型的试验结果。为下一步开展高温合金长时间风洞试验奠定了技术基础。     

温度梯度环境中潜艇尾流热特征的试验研究

改进了用于实验室热尾流测量的温度测量系统,提高了系统的集成度和抗干扰能力。在水槽中实验研究了螺旋桨推进潜艇模型在有、无温度分层流体中尾流的热特征,得到两种条件下尾流的温度分布和信号衰减规律,分析了两种尾流信号的形成机理及其影响因素,表明在温度分层环境中＂冷尾流＂信号对探测和识别水下航行的潜艇更为有利,所得结果可为红外反潜和潜艇红外隐身提供更加切合实际的理论支撑。     

基于遗传算法的火焰筒浮动瓦块热-结构耦合优化分析

以火焰筒浮动瓦块结构为研究对象,将遗传算法和“穷举搜索法”相结合,采用二步递进策略对浮动瓦块进行了热-结构耦合优化分析.首先利用遗传算法对瓦块结构中安装螺栓杆的位置变量进行优化;然后利用“穷举搜索法”对瓦块的厚度和螺栓杆直径进行优化.通过优化分析得到了结构性能更优的瓦块结构方案,使其最大应力比降低了22.77%.结果表明遗传算法和“穷举搜索法”相结合的优化方法应用在浮动瓦块的结构优化设计中是有效、合理的.      

一种基于双模态燃烧二元高超声速进气道研究

设计并研究了一种基于双模态燃烧的二元高超声速进气道.通过在进气道内设计一个隔板,将流道分为超声速通道和亚燃通道.采用数值模拟方法,研究了内压段肩部型面,隔板进口高度及水平位置,过渡段起始点及扩张角、下通道出口高度、隔板头部型面等几何设计参数对进气道性能的影响规律,并给出了参数选择建议.结果表明:在研究范围内,内压段肩部型面、隔板进口高度及水平位置和过渡段起始点对总压恢复系数影响较大;而隔板进口高度及头部型面、过渡段扩张角和下通道出口高度对抗反压能力有较大影响.