基于干涉接触的前缘缝翼尾缘结构设计与分析

前缘缝翼是大型飞机起飞与降落阶段重要的增升装置,但受自身结构刚度及其支持刚度影响,承受气动载荷时缝翼易发生翘曲变形,与翼盒产生缝隙,影响到机翼的气动效率。为消除巡航状态缝翼的变形,提高机翼气动效率,提出前缘缝翼干涉尾缘结构设计技术。对影响前缘缝翼结构法向和弦向变形的主要因素进行理论分析。以国内某大型飞机前缘缝翼为研究对象,针对蒙皮等各结构尺寸对前缘缝翼本体刚度的影响,从质量和变形两方面进行详细论述。在保持原有前缘缝翼结构尺寸、质量的前提下,进行前缘缝翼干涉尾缘结构的设计。结果表明：所提的前缘缝翼干涉尾缘结构在巡航工况气动载荷下,可以保持与机翼不分离的状态,提高气动性能,且有效避免了质量的增加。     

FRFT域能量谱模拟电路故障特征提取方法

故障特征提取是模拟电路故障诊断的关键技术之一,为了提高故障特征的可诊性,提出 1种基于分数阶傅里摘叶变换(Fractional Fourier Transform,FRFT)域能量谱的模拟电路故障特征提取方法。首先,采集测试节点电压信号并将其映射到不同的 FRFT域空间中(p从 0变化到 1);然后,计算所有 FRFT域空间中的能量谱峰值并将其作为故障特征;最后,将归一化后的特征用于训练最近邻分类器进行诊断验证。与现有的 FRFT故障特征提取方法相比,该方法减少了计算量,且提取的特征能够在所有 FRFT域中更全面地反映不同故障响应信号的细微差异,有利于提高故障特征的可分性。在仿真和物理电路上进行了验证,实验结果表明:所提方法能提高故障诊断准确率,且时间复杂度有明显改善。     

尖前缘一体化高温热管启动性能计算分析

针对尖前缘高温热管工程设计与启动性能评估需求,基于描述碱金属高温热管启动过程的“温度锋面”模型,建立了一种用于分析不规则外形且承受非均匀瞬态气动加热的一体化尖前缘高温热管启动性能工程计算方法。该方法结合尖前缘气动加热环境分布特点进行计算节点划分,采用热管基本理论和局部能量守恒原理计算热管温度分布及“温度锋面”位置,实现尖前缘热管启动过程的理论预测。同时,采用均匀受热圆柱热管和尖前缘一体化热管启动试验结果对计算方法进行了验证。最后针对某尖前缘一体化高温热管结构在气动加热环境下的启动性能进行计算分析,提出了减小尖前缘高温热管启动时间的可能方法和措施：尖前缘高温热管启动后等温性良好,通过控制热管总长、壳体厚度、工质充装量等设计参数或调整热管初始温度可进一步缩短热管启动时间。     

GE90发动机高压涡轮转叶裂纹问题浅析

介绍了GE90-115B发动机高压涡轮第1级转叶裂纹产生的原因及特点,并结合国航机队运行中的实际故障情况从航线维护检查和车间修理改装两方面对高压涡轮第1级转叶裂纹问题的控制解决措施进行了分析。     

一种叶轮机三维叶型黏性反问题方法

提出了一种应用于叶轮机三维叶片气动设计的黏性反问题方法,该方法将叶片表面边界视为是运动的壁面,通过建立并求解壁面法向动量方程,从而可根据给定的压力分布或压力面与吸力面之间的压力差分布直接求解叶型几何.结果表明:该方法可与定常雷诺平均Navier-Stokes(RANS)模拟配合进行求解,鲁棒性强、计算耗时短,且符合真实黏性流动环境,无需对叶型进行黏性修正.算例验证结果显示,该方法在单排和多排叶片环境下都能获得反问题解,计算稳定性和收敛性良好.      

周期对称性在失谐叶盘瞬态响应求解中的应用

提出了利用周期对称性仅使用一个扇区进行失谐叶盘瞬态响应分析的方法,给出了其理论和算法实现过程。该算法的核心思想是将失谐部分移至运动方程的右端作为非线性激励,将失谐问题转化为谐调非线性问题,并采用迭代法或预测位形法进行非线性响应的求解,以单自由度（DOF）系统验证时域推进方法的有效性。最后使用简化失谐叶盘的有限元模型验证了该方法的有效性。结果表明:采用扇区模型可将自由度数从3888减少至324,而每一时间步仅需2~3次迭代即可收敛,扇区模型与整体模型计算结果吻合良好,最大幅值误差为0.14%      

涡轮叶栅端壁二次流动与换热的V2F模拟

针对低展弦比涡轮叶栅端壁区亚声速流动及换热,采用基于线性涡黏假设的V2F模型开展了数值模拟.结果表明：涡轮叶栅流动中存在马蹄涡、通道涡、压力侧角涡、吸力侧角涡等多种复杂涡系结构,其中马蹄涡与通道涡是涡轮叶栅二次损失的主要来源.端壁换热与马蹄涡及通道涡强度及位置直接相关,并呈现明显的分区特征.端壁极限流线结果显示,V2F模型模拟的端壁单马蹄涡分离线与实验结果吻合,优于SST （shear stress transport）k-ω模型模拟的端壁双马蹄涡分离线.V2F模型引入了新的湍流尺度,在马蹄涡及通道涡位置、端壁静压损失系数分布、叶栅出口总压损失分布及端壁Standon数分布等方面均与实验结果吻合较好,对叶栅气动损失及端壁换热有良好的预测能力.     

射流冲击对内冷通道侧壁面换热特性影响研究

建立了前缘梯形内冷通道的放大模型,结合斜射流冲击冷却进行试验测量,研究通道内壁面的换热特性,并结合流场测量结果进行换热分析,更好地理解此类受限通道内冲击冷却的强化换热机理,为更高效的内冷通道设计提供参考。使用热电偶对出流侧壁面温度进行了详细测量,研究射流角度、横流和射流雷诺数对其Nu的影响规律。结果表明:出流孔的抽吸作用会强化孔排上方和下方边缘附近壁面的换热;射流入射角度的增加使出流孔上方壁面的Nu峰值对横流强度变化的敏感度提高;横流会削弱侧壁面上Nu峰值,且对出流侧壁面的不同区域换热情况的影响位置不同;射流雷诺数的增加将大幅提高整个出流侧壁面的换热能力,但对其换热特性规律不会产生影响。     

航空液压泵脉动压力的解析表达与级数展开

为了深入研究航空液压泵输出油液的脉动压力特性,以航空液压柱塞泵为研究对象,分析了柱塞泵运动和体积流量脉动的成因,推导了柱塞泵排油口的体积流量脉动函数表达式,建立了油液压力与体积流量脉动函数之间的联系,并采用傅里叶级数模拟了与实验数据吻合的多级脉动压力曲线。结果表明：模拟脉动压力曲线与实验数据基频、2倍频的相对误差均在5%以内,基频及2倍频处的压力幅值的相对误差均在1%以内,使用包含基频与2倍频的级数近似可以描绘航空液压柱塞泵出口处周期脉动压力的主要特征。研究结果为进行飞机液压系统管路结构的流固耦合振动仿真提供了载荷输入依据。