气体状态方程对正十二烷射流燃烧的影响

选取正十二烷作为航空煤油的替代燃料,应用大涡数值模拟方法和详细化学反应动力学相结合的方法对该燃料在超临界环境下的射流燃烧进行计算,研究其射流、燃烧及排放特性。重点考察了气体状态方程对射流形态、贯穿距、温度、混合分数等的影响。结果表明:理想气体和真实气体状态方程对仿真得到的射流贯穿距和宏观形态影响不大,而真实气体状态方程可以更好地反映在超临界环境下的液体燃料射流内部特征,如混合分数、温度;燃烧方面,仿真的点火延迟与实验存在10%的误差,火焰浮起长度、火焰形态、碳烟等均得到很好的预测,NOx与OH分布与温度场具有高度一致性。     

厚顶箔的箔片动压轴承性能的数值研究

提出了一种具有厚顶箔特征的箔片动压轴承(TTF-GJFB),并对其进行了建模及分析。针对这种型轴承,采用Newton-Raphson迭代法求解静态气膜雷诺润滑方程和箔片受力方程;采用折合系数法和小扰动法,推导了厚顶箔轴承的动态刚度系数与动态阻尼系数。以此为基础,对厚顶箔轴承和传统箔片轴承进行了对比,并对初始轴承间隙、波箔宽度、顶箔质量对厚顶箔轴承动静态特性的影响进行了研究。结果表明:厚顶箔轴承比传统箔片轴承拥有较大的承载力及偏位角,承载力增幅至少为23%;厚顶箔轴承的动态特性与传统箔片轴承有较大差异;厚顶箔轴承的初始间隙会影响偏位角和承载力,小初始间隙在所有偏心率范围内可以提高承载力和减小偏位角;波箔宽度对轴承静态特性的影响较小,但对动态特性的影响较大,在中低激振比范围内,动态系数基本随着箔片宽度的变窄而变小;厚顶箔的质量会在高激振比下对轴承的动态特性产生影响,使得动态刚度系数上升,动态阻尼系数下降。     

半球型动压气浮轴承陀螺仪的静态误差模型

为研究三自由度比力作用下半球型动压气浮轴承气膜变形对平台惯导中三浮陀螺仪输出的影响,提出了一种通过求解Reynolds方程来计算陀螺仪静态误差的数学模型。首先,在考虑气体稀薄效应条件下,针对三浮陀螺仪中的半球型动压气浮轴承给出对应的Reynolds润滑方程;然后,用有限差分法求解气膜压力场,并利用得到的载荷与转子位移计算陀螺仪静态误差;最终,通过回归分析,得到半球型动压气浮轴承陀螺仪的静态误差模型。为简化回归分析的过程,引入干扰力矩与比力的周向夹角和径向干扰力矩作为中间参数,将三元回归分析问题转化为二元回归分析问题。计算结果表明:径向干扰力矩随着轴向比力的增大而增大,随着径向比力的增大呈现先增大后减小的趋势;干扰力矩在周向上超前比力1.35~1.55 rad。本文静态误差模型可预测300 m/s2以内任意方向比力作用下由转子位移所引起的陀螺仪静态误差。      

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。     

惰性气体整体保护焊接室内气体压力变化分析

针对空间飞行器越来越广泛地使用钛合金材料及材料在传统焊接加工中存在的问题,研制了惰性气体整体保护焊接设备。保护的可靠性与焊接室内的惰性气体纯度密切相关,当利用提高焊接室内的压力这一经济有效的方法来维持焊接室内的气体纯度时,压力的变化则成为我们关心的焦点。分析了惰性气体整体保护焊接工作室中气体压力在焊接操作中的变化情况;讨论了焊接操作带来的对焊接室内气体压力的影响;指出为了在各种情况下使焊接工作室内保护环境免遭破坏必须采用的措施。     

大推力氢氧发动机的频率特性仿真研究

采用传递矩阵法对某大推力氢氧火箭发动机系统的频率特性进行了仿真分析.首先建立发动机系统管路和部组件的频域线性化数学模型,并根据系统管路和部件的联接关系,简化系统模型,构成了联系扰动量和系统变量的线性方程组,进一步求解得到扰动量作用下系统变量的频率响应特性.通过仿真对比发现燃气发生器循环与分级燃烧循环的氢氧火箭发动机系统频率特性有显著差异.      

45钢气体低温氮硼复合共渗研究

针对目前渗硼存在温度高、脆性大等一系列问题,对45钢进行气体低温氮硼共渗得到复合渗层,并对渗层进行金相组织观察、显微硬度测试,探讨了渗层的形成过程及渗剂中催渗剂尿素的作用。结果表明,通过合理的共渗工艺可以实现在软氮化的温度即540℃~660℃下强制渗硼,获得平均厚度为100μm较为平整的复合渗层,该渗层具有较高的硬度,最高可达995.6HV。     

燃气流量可控的固体火箭冲压发动机动态建模及模型降阶

燃气流量可控的固体火箭冲压发动机促进了其燃气流量控制系统的研究.模型研究是控制系统设计的基础.基于集中参数的思想建立了燃气流量可控的固体火箭冲压发动机动态模型,分析了固体火箭冲压发动机动态模型参数的物理意义及其工作过程中的变参数特性, 固体火箭冲压发动机动态响应时间由冷区容积时间常数、热区容积时间常数、激波传播时间常数和激波容积时间常数等组成, 工作条件的较大变化使得固体火箭冲压发动机在工作过程中具有较强的变参数特性.最后对固体火箭冲压发动机动态模型进行模型降阶,由频率分析的结果可知,模型降阶是合理的.     

考虑性能衰退的航空发动机总体性能裕度设计研究

研究大型客机发动机在使用过程中的性能衰退对总体性能的影响,将结果用于发展型发动机总体性能裕度设计中.利用性能衰退专项试验的数据和获得的返厂进行翻修的发动机磨损程度数据,分析计算出部件效率下降对性能的影响,找出发动机新交付时与性能衰退后的差值,将这个差值应用在发展型发动机性能衰退后的总体性能计算中.针对被研发动机获得的结果是:总体性能设计需要留取100℃的燃气温度裕度以保证翻修期内的安全使用,性能衰退后单位燃油耗油率SFC平均上升7%,发展型发动机依靠部件效率改善能够满足新一代飞机的更高性能要求.      

Designing a power plant with highest efficiency:results from SFB 561

The goal of Collaborative Research Centre(SFB) 561 "thermally highly loaded,porous and cooled multi-layer systems for combined cycle power plants" is to expand the current technological and scientific knowledge on power plants in order to achieve total efficiencies of 65% in a combined cycle power plant in the year 2025.Therefore,the aero-thermomechanical,structural-mechanical,materials' scientific and production fundamentals for the development of steam and gas turbine components that are able to withstand highest thermal loads are being worked out within this SFB.This means for the gas turbine that combustion chamber outlet temperatures of 1520℃ at 1.7MPa are to be attained.In order to control these high temperatures,it is not only required to develop new materials' solutions,including thermal barrier coatings,but also to apply improved cooling techniques,as for example effusion cooling.This novel cooling concept is to be realised through open-porous structures.These structures can consist of drilled open-porous multi-layer systems or open-porous metallic foams.The development of graded multi-layer systems is also extremely important,as the grading will enable the use of coolant in dependence of the requirements.The live steam parameters in the high pressure turbine are expected to be increased up to approximately 700℃ with pressure of 30MPa.These elevated steam parameters can be encountered with Ni-base alloys,but this is a costly alternative,associated with many manufacturing difficulties.Therefore,the SFB proposes cooling the highly loaded turbines instead,as this would necessitate the application of far less Ni-base alloys.To protect the thermally highly loaded casing,a sandwich material consisting of two thin face sheets with a core of a woven wire mesh is used to cover the walls of the steam turbine casing.The current state of the research shows that by utilising innovative cooling technologies a total efficiency of 65% can be reached without exceeding the maximum allowable material temperature,thereby prolonging the life-span.