涵道比调节对核心机驱动风扇级与高压压气机匹配性能影响

根据某核心机驱动风扇级与高压压气机匹配气动布局的特点,建立了匹配状态点关联预估简化方程并发展了匹配性能预估程序。基于两个压缩部件性能试验数据,进行了典型匹配状态涵道比预估及特点分析,研究了等转速下涵道比调节对两个压缩部件工作状态点变化规律以及匹配性能影响。结果表明:(1)涵道比设置不合理将会导致压缩部件发生旋转失速或喘振现象,从而影响两者的匹配工作;(2)随着涵道比增大,核心机驱动风扇级工况点逐渐从近喘点向堵塞点方向偏移,而高压压气机的工况点变化趋势正好相反。核心机驱动风扇级的流量变化范围比高压压气机的窄,这使得匹配总压比-流量特性线更加陡峭;(3)存在最佳匹配涵道比使稳定工作裕度和近失速边界匹配总压比达到最大,并且此时的匹配峰值总效率接近最大匹配峰值总效率;(4)随着匹配转速的提高,典型匹配涵道比呈现逐渐减小趋势,外涵流量在85%换算转速时达到最大,因此在进行外涵流道设计需全面考虑压气机的工作特性。      

GH4169合金蠕变疲劳行为的有限元模拟及寿命预测

考虑蠕变-疲劳损伤,对部件材料进行合理的循环变形描述和准确的寿命预测,是保证航空发动机等高温设备长周期安全运行需要解决的关键问题之一。基于大型有限元软件ABAQUS,采用组合Chaboche随动强化准则和Voce各向同性硬化准则的循环弹塑性本构模型,叠加应变强化的蠕变本构模型,对GH4169合金在蠕变-疲劳载荷下伴有应力松弛的循环变形行为进行了准确的有限元模拟。同时,将Wang等最新修正的基于逐周次概念的蠕变-疲劳损伤模型进行了有限元移植,结合有限元模拟所得的循环应力、应变状态,实现了对GH4169合金蠕变-疲劳寿命的准确预测。研究结果将为进一步实现对航空发动机关键部件精确的寿命预测提供理论基础和技术手段。     

超临界压力正癸烷在竖直圆管内的流动阻力实验

研究了加热条件下超临界压力下正癸烷在竖直细圆管内的流动阻力特性,分析了热流密度、系统压力以及进口温度对摩擦压降的影响规律。实验结果表明:当流体温度较低时,流体摩擦压降随着热流密度的升高而逐渐降低;当流体温度逐渐接近拟临界温度时,由于物性的剧烈变化,流体摩擦阻力压降随着热流密度的升高而增加。并且系统压力越低,拟临界点附近的变化就越剧烈。当流体温度高于拟临界温度时,物性变化趋于平稳,流体摩擦压降随热流密度升高而增加。基于实验结果,总结出了一种针对不同温度、不同热流密度与质量流速比值范围的摩擦阻力系数经验关系式。      

二维凹面腔内暂冲式激波聚焦机理的实验

针对两级脉冲爆震发动机中第二级凹面腔内激波聚焦起爆能量和周期的研究,设计了二维凹面腔内暂冲式激波聚焦实验系统。通过分析粒子图像测速系统捕捉的照片和动态压力数据,获得了凹面腔内激波聚焦高压区压力特性和多循环流场演化特征。并且开展了A和B两种型面凹面腔的对比实验,进一步分析了多循环激波聚焦的形成机理。结果表明:入射激波第一次在凹面腔底部聚焦后形成的聚焦反射激波在喷口射流边界上发生反射,产生的反射激波再次在凹面腔底部聚焦,形成了第二次激波聚焦,如此往复便形成了周期性的激波聚焦,聚焦频率高达7~10kHz;并且,速度场和射流强度随入射激波碰撞而减弱,在排气过程中又增强,呈现周期性变化。      

低压比煤油涡轮数值计算与优化设计

小流量煤油涡轮泵可用于膨胀循环超燃冲压发动机燃料供应系统,针对特定工况提出了超临界/裂解态煤油基低压比涡轮的数值计算方法和优化设计策略。根据液体火箭发动机中典型的涡轮设计方法获得了低压比煤油涡轮的设计方案,采用湍流模拟方法结合煤油的多组分代理模型对25kr/min转速下的涡轮内部超临界态流动进行数值计算,发现设计方案的轴功率超过所需轴功率的120%,不利于涡轮泵系统在设计点工况下的稳定运转。取涡轮轴功率大于所需轴功率为约束条件,选择涡轮结构尺寸为设计变量,以两个目标量(优化方案的轴功率和效率相对于设计方案的变化率)的加权函数值最大为目标,基于响应面模型和多岛遗传算法开展渐进优化,优化过程中采用i SIGHT平台集成了3维参数化建模和流场仿真等C++程序和软件以实现数值计算自动化。利用试验设计方法建立样本数据库,并进行了涡轮轴功率和效率关于设计变量的灵敏度分析,发现二者成合作关系;所得涡轮优化方案的两个目标量分别下降16.5%和2.9%,以较低的效率损失为代价实现了轴功率的良好配合。     

FLADE变循环发动机模态转换过程特性分析

为对带FLADE(Fan on Blade)的变循环发动机总体性能进行评估,发展了FLADE部件计算方法以及带FLADE的双外涵变循环发动机稳态性能计算模型,加入反映转子惯性效应和部件容积效应的动力学方程,建立了变循环发动机过渡态性能计算模型。分析了FLADE变循环发动机在双外涵与单外涵模式之间的模态转换过渡态特性,重点研究了几何参数调节及其不同组合形式对FLADE变循环发动机模态转换过程的影响。结果表明,带FLADE的双外涵变循环发动机的模态转换过程只与FLADE导叶角度和FLADE喷管面积有关,且两者应同时放大或关小;FLADE的开/关对风扇外涵气流及核心机的影响较小。     

涡轮基双燃烧室超燃组合循环发动机方案研究

针对临近空间飞行器及空天飞行器使用需求,提出了涡轮基双燃烧室超燃组合循环发动机(Turbine-based dual-combustor scramjet combined cycle propulsion,TBDC)概念,由成熟涡轮与双燃烧室超燃冲压发动机并联组成,Ma0～2.5以涡轮模态为主,Ma2.5～6+主要由双燃烧室超燃冲压发动机提供推力。分析了双燃烧室超燃冲压发动机启动马赫数低、工作包线下边界宽域特点对解决涡轮基与冲压级模态转换过程中普遍存在的"推力陷阱"的有效性和双燃烧室技术应用于组合发动机的可行性,研究了双燃烧室发动机适应组合发动机一体化构形和性能保持、统筹组合发动机可调进气功能拓展双燃模态工作边界的技术途径,完成了组合发动机典型状态点性能仿真和关键技术梳理。研究表明,涡轮基双燃烧室超燃组合循环发动机有望在Ma2.5～3实现模态转换、推力顺畅接力,适应Ma0～6+高速宽域飞行需求。     

热处理细化Ti46Al8.5Nb0.2W合金的铸态组织

用风冷（ＧＦＣ）／回火再加在１０００～１２００℃之间的循环热处理的方法对Ｔｉ４６Ａｌ８．５Ｎｂ０．２Ｗ 合金的铸态合金的组织细化进行了研究。结果表明：风冷（ＧＦＣ）／回火处理能快速地破碎Ｔｉ４６Ａｌ８．５Ｎｂ０．２Ｗ 合金的铸态组织,得到双态组织（ＤＭ）,并且组织比较均匀。循环热处理是在１０００～１２００℃之间进行,循环热处理能有效地阻止已经存在的γ晶粒的异常长大,并且能使空冷形成的亚稳层片迅速均匀地等轴化成ＮＧ组织。     

400kW空间堆布雷顿循环系统运行特性分析

针对百千瓦级大功率航天任务需求,基于Simulink平台开展空间核反应堆直接布雷顿循环系统特性分析研究.根据直接布雷顿循环反应堆系统设计方案,通过对系统中各个关键设备的模块化建模,开发反应堆系统一维系统分析程序,实现了反应堆系统稳态及动态响应特性分析.重点分析了稳态特性、阶跃引入反应性、反应堆升功率和持续步进引入反应性...