旋转爆震发动机爆震波建立过程实验研究

为了深入研究旋转爆震发动机爆震波建立过程及形成机理,采用小能量火花单次点火的方式进行了一系列旋转爆震发动机起爆实验。发动机采用环缝-喷孔对撞式掺混方式,燃料为H2,氧化剂为空气,实验成功起爆旋转爆震波,并连续旋转稳定传播,爆震波传播频率为5.09~6.45k Hz,传播速度为1286~1644.8m/s。在发动机稳定工作过程中,集气腔与燃烧室相互影响,二者处于平稳的动态平衡。其次,通过对旋转爆震波起爆过程详细分析发现,点火形成的初始火焰在环形燃烧室经历一个类似DDT的火焰发展过程,成功转变为爆震波,且从点火到爆震波建立之间的火焰发展传播过程和时间间隔均表现出很强的随机性。此外,为验证小能量火花点火的可靠性,还进行了小能量点火重复性实验,发现在稳定工况条件下采用小能量点火成功率最高可达100%,各组旋转爆震波传播速度在1440m/s附近波动。     

某型三叶螺旋桨的设计及性能试验

根据飞行速度、需用拉力、螺旋桨转速等参数,设计了某型飞机的三叶螺旋桨,获得了弦长和桨叶角沿着径向的分布.制造了三叶复合材料螺旋桨（直径为1.75m）,在螺旋桨试验台上测试了不同转速下螺旋桨的拉力.为了获得螺旋桨的动态性能,制造了螺旋桨的缩比模型（直径为0.96m）,在西北工业大学NF-3风洞的三元试验段测试了螺旋桨的气动性能数据,包括:拉力、扭矩、功率、效率.结果表明:螺旋桨最大效率为85.63%,所设计的三叶复合材料螺旋桨适用于螺旋桨需用功率为70kW左右的发动机（比如Rotax912）,提出的螺旋桨设计方法具有较好的应用价值.      

高热流密度燃烧室壁面阵列空气射流-燃油组合冷却结构研究（爆震专刊）

针对高热流密度燃烧室壁面热防护需求提出了一种空气阵列射流冲击和燃油冷却肋板的集成冷却方式,在射流平均雷诺数(Re_j)为10000至30000、燃油进口流速(v_f)为2.33m/s至5.23m/s的范围内,采用数值模拟方法对其传热特性进行了研究,并基于壁面加热侧当量对流换热系数的概念,分析了基准肋板以及燃油冷却肋板的传热增强作用。与无肋板靶面的阵列射流冲击相比,带肋板阵列射流冲击的面积平均当量对流换热系数是前者的1.6倍,压力损失系数相对提高了约25%;采用燃油冷却肋板,加热壁面综合传热能力进一步增强,在Re_j=10000时,采用燃油冷却肋板的面积平均当量对流换热系数是基准肋板的1.5倍以上,即使在Re_j=30000时,燃油冷却肋板的传热增强比也可以达到1.2;燃油冷却肋板的出口温度相对进口温度的提升在20K~50K范围内,其提升幅度随着射流雷诺数或燃油进口流速的增大而减小。     

中心支板式RBCC发动机引射模态流动与燃烧研究

为了深入认识引射模态工作机理,针对中心支板式RBCC发动机,在飞行马赫数2、不同内置火箭流量时的工作情况进行了全流道一体化的数值模拟,并对其内流场特征、火箭射流/引射空气掺混发展特征以及复合型释热规律和火焰结构等开展了详细分析。研究发现:RBCC发动机引射模态下的流动掺混燃烧过程是一个复杂且高度耦合的过程。在即时预混燃烧(SMC)模式下,燃烧过程主要在内置火箭射流与来流空气之间形成的剪切层内进行;流道上游剪切层厚度较薄,温度和组分浓度梯度较大,掺混速率快;高释热区集中分布在流道上游,可分为超声速释热区和亚声速释热区;流道内的燃烧反应以扩散燃烧为主,随着掺混过程的进行逐渐向预混燃烧过渡。提高火箭流量,流道内温度升高,反应持续距离增加,但掺混效率降低。     

某型空气起动机保险轴断裂失效分析

分析了某型空气起动机保险轴断裂断口的性质,确定了故障原因,为防止故障的再次发生提供支持。     

基于流-固耦合传热的热气防冰系统干空气飞行蒙皮温度场计算研究

以机翼热气防冰系统为研究对象,建立了包含热气防冰系统防冰腔内外流场对流换热和固体结构导热的三维稳态流-固耦合传热物理模型,对整个计算区域生成混合网格,边界条件为第三类边界条件,采用计算流体力学方法以 FLUENT 软件为工具,对干空气飞行状态下流-固耦合传热模型进行了求解,获得防冰腔蒙皮内外表面对流换热系数分布和温度场结果,并对计算结果进行了分析。结果表明：防冰腔铝合金蒙皮沿展向和厚度方向导热显著,温度分布较均匀,防冰引气温度为200℃时,防冰腔蒙皮内外表面上最高温度为101℃,最低温度为21℃,3 mm厚的蒙皮同一点处内外表面最大温差仅为4℃,防冰腔排气口处气体的平均温度为63℃。热气防冰系统蒙皮温度场计算方法和计算结果,能够为热气防冰系统干空气飞行试验设计和测试中温度传感器的选型与布置提供依据。     

高空飞艇螺旋桨优化设计与气动性能车载试验

结合某高空飞艇螺旋桨的总体设计方案要求,完成螺旋桨的优化设计以及气动性能车载试验.采用叶素动量理论作为螺旋桨气动性能的计算方法,并通过风洞试验验证了该方法的可靠性.结合遗传算法对螺旋桨的弦长和扭转角进行了优化,使螺旋桨更加高效轻质,优化后螺旋桨设计点的气动效率增加了2.3%.建立螺旋桨车载试验测控系统,可以改变试验海拔高度和大气参数,得到优化设计螺旋桨不同工况的气动性能.试验结果表明,相同转速和来流条件下,海拔越高,螺旋桨的推力和扭矩越小.海拔为3-6km时,全尺寸高空飞艇螺旋桨计算推力和扭矩与试验结果的平均相对误差分别为2.8%和9.2%,两者基本吻合,从而验证了高空飞艇螺旋桨车载试验的准确性.      

基于逆向测量法的某型空气发生器导管设计与制造

某型空气发生器燃油、滑油导管管体变形、开裂,由于设计图样是二维平面示意图,没有空间三维外形尺寸和角度形迹,缺少制造工具,给导管修理带来诸多困难。通过对导管标准样件实物逆向测量形成数据文件,使用CATIA软件仿真设计导管标准样件三维图;设计、制造专用工装、测具对导管扩口进行加工、检测;采用专用弯管器,预防导管弯曲变形;采用3D打印制造导管胎膜检具,快速检测、比对修理过程中导管的外形,为导管变形位置准确定位提供检测标准。     

航空发动机空气系统和热分析的耦合计算与试验验证

针对航空发动机空气系统设计和热分析计算分开进行且不考虑发动机部件对空气系统换热影响的特点,结合热分析计算实际,通过计算空气与热端部件之间的热量交换,建立了空气系统和热分析的耦合计算方法,并通过试验予以了验证。计算结果和试验结果的对比表明,耦合与非耦合计算的腔室压力基本相同,但耦合计算的腔室温度更接近试验结果,耦合计算相比于非耦合计算与试验的温度误差减小9.7K,耦合计算方法有利于减小空气系统温度计算误差。     

涡扇发动机空气导管开裂故障研究

针对涡扇发动机试车中出现的空气导管开裂故障,进行了故障件断口外观形貌及断口和原材料分析。利用Pairs公式反推出的断口疲劳扩展区的应力,低于TA15钛合金拉伸强度极限15.6%;而空气导管带刀痕试样的高周疲劳强度极限,低于该合金在材料数据手册中的疲劳强度极限27.4%。故障原因主要是加工刀痕降低了构件的疲劳强度极限,在发动机试车过程中的振动和空气导管内外腔压差变化载荷作用下,导致了裂纹萌生和扩展,这也表明TA15钛合金具有缺口敏感性。