导管长度对管式减涡器流阻与温降特性影响

采用数值模拟与模型试验研究相结合的方法对管式减涡器开展研究,分析了导管长度对管式减涡器各截面间压力损失系数、温降系数及其权重的影响。通过模型试验验证了数值模拟方法的可靠性。研究结果表明:增大导管长度可以显著降低管式减涡器压力损失的同时提高其温降。共转盘腔和导管是管式减涡器流阻与温降特性的主要影响因素,两者权重此消彼长。增大导管长度时,通过牺牲导管内压力损失和降低共转盘腔内压力损失以降低管式减涡器压力损失。快速增大的导管内温降是管式减涡器温降系数提高的主要原因。与光滑共转盘腔模型相比,当导管长度L/b=0786时,管式减涡器压力损失系数降低了8370%,温降系数提高了4502%。     

CLF-1钢X数字射线照相等效系数的确定

针对聚变堆结构材料拟采用的新材料CLF-1(low-activated ferritic/martensitic steel)钢在进行射线检测过程中没有特定标准参考的问题,采用等效法在相同透照条件开展了不同厚度CLF-1钢和Q235钢的X数字射线等效透照实验研究。基于相同成像条件下两种材料对应的X射线图像具有相同灰度即透照系数相同,通过对比拥有相同图像灰度值的两种材料的厚度,得出CLF-1钢对应于Q235钢的等效透照系数。试验设计了4~20 mm,递增0.5 mm的阶梯厚度的CLF-1钢和Q235钢在100~400 kV(递增50 kV)管电压条件下进行了透照实验,获得了对应电压下CLF-1钢相对于Q235钢的X射线透照等效系数为1.10~1.13。该研究结果对CLF-1钢在进行X射线检测时的检测技术参数的确定具有指导意义。     

民用涡扇发动机振动因子试验试飞方法研究

振动故障是航空发动机常见且危害较大的故障,对发动机进行转子平衡是降低发动机振动的重要措施。目前先进的飞机可以利用机载设备和航线飞行记录的振动数据进行低压转子振动配平方案计算,而发动机振动因子是机载设备计算配平方案的关键要素。发动机振动因子需通过大量的试验试飞获取数据并计算得出,介绍了振动因子的计算方法、振动因子的形式,对获取振动因子计算数据的试验试飞方法进行了研究,并给出了振动因子数据处理方法。     

SiC/TC4复合材料横向拉伸应力集中系数的表征及试验验证

针对纤维均匀排布的单向纤维增强复合材料在横向拉伸荷载下基体产生应力集中的问题,提出了横向拉伸荷载下基体应力集中系数的表征方法。基于复合材料细观力学理论,通过编写程序在代表体积元(Representative Volume Element, RVE)模型上施加周期性边界条件,实现了单、双轴横向拉伸荷载下基体应力集中系数的计算,并通过单向纤维增强SiC/TC4复合材料板的横向拉伸试验验证了所建模型的有效性。利用所建模型计算不同纤维体积分数、材料组分以及温度条件下基体应力集中系数并分析其影响规律。计算结果表明:单轴横向拉伸应力集中系数随着纤维体积分数的增加而增大,双轴横向拉伸应力集中系数随着纤维体积分数的增加呈现出先减小后增大的趋势;在20℃～500℃区间内,单轴横向拉伸应力集中系数最大可达2.8,双轴横向拉伸应力集中系数最大达2.4。     

涡轮导叶压力面气膜孔排位置对气膜冷却特性的影响

为了研究气膜孔排位置对气膜冷却特性的影响,在涡轮导叶压力面布置了4排单排扩张型气膜孔(分别用PS1～PS4表示)并在跨声速风洞中进行了实验,通过气膜孔排下游的热电偶获得了气膜冷却效率和换热系数。叶栅进口雷诺数Re为3.0×105～9.0×105,PS1～PS4的吹风比BR为0.5～2.0,叶栅出口马赫数为0.8。实验结果表明:PS1位置的顺压梯度较大导致下游冷却效率随吹风比增大而升高,PS2下游小于30D (D为气膜孔直径)的区域最佳吹风比为BR=1.2,而大于30D的区域BR=2.0时气膜冷却效率最高。吹风比相同时,PS1由于孔的倾角较大导致其冷却效率低于PS2,而具有相同倾角的PS2,PS3,PS4冷却效率逐渐减小。除了PS2在BR=0.5时的工况,其它工况下冷气射流与主流的掺混导致PS1～PS4下游的换热系数比都大于1,PS2和PS3下游的换热系数比随吹风比增大而增大,PS1和PS4下游的换热系数比受吹风比影响较小。综合考虑气膜冷却效率和换热系数,在相同冷气量时PS2的冷却效果是最好的。     

狭缝型接受孔对径向预旋系统的影响

为提高径向预旋系统温降减少系统的流动损失,运用数值模拟方法对比分析不同长宽比的狭缝型接受孔及传统直孔型接受孔对预旋系统温降流阻特性的影响。结果表明,随着狭缝长宽比在1~10范围内增加,接受孔有效流通面积增大,喷嘴出口气流流速及系统无量纲质量流量均增大;当旋转雷诺数大于2.6×106时,系统温降随着狭缝长宽比的增加而增加,总压损失随之先增加后趋于稳定。长宽比为6~10的狭缝型接受孔较传统直孔型接受孔有更高的温降及较高的压力损失。当旋转雷诺数等于7.9×106,长宽比为10的狭缝式接受孔较传统直孔接受孔系统温降系数增加36.7%,总压损失系数增加2.2%。     

基于RS-CART决策树的航空发动机小样本故障诊断

针对CART(classification and regression tree)分类决策树构建过程中由于小样本集特征维数高及噪声等造成的过拟合问题,在CART决策树算法训练过程中引入基于互信息的粗糙集(rough sets,RS)属性约简,考虑信息熵与基尼(GINI)系数刻画样本集“纯净度”的相似关系,对历史故障数据进行属性约简,降低属性维度以优化训练集,在此基础上构建分类决策树,可视化输出规则。实验结果表明:将改进的CART决策树算法应用于某型航空发动机油液故障诊断,提取的规则可解释性强,能够减小冗余属性及噪声对决策的影响,与常用故障诊断算法相比,该模型的诊断准确率提升20%左右,AUC(area under curve)值高达92%,可以有效处理高维离散型航空发动机小样本故障问题。     

燃气轮机健康状态组合法综合评价

针对燃气轮机状态评估过程中参与组合的单一评估方法选择不明确和组合评价结果不一致的问题,提出一种事前事后检验和重复组合的综合评价方法。选取表征性能退化和振动状态的12个评价指标来评估整体的健康状态,在8种单一评价方法的基础上,用传统Borda法、综合Borda法、Copeland法、模糊Borda法和Dodgson法等5种组合评价方法对燃气轮机健康状态进行了多指标综合评价。在组合步骤中,参与组合的单一评估方法要通过Kendall协同系数检验和Spearman等级相关系数检验,组合后如果评价结果排序不一致,通过Spearman等级相关系数检验剔除与原单一评价不相关的组合方法后,其余组合结果再重复组合,以得到排序一致的综合评价结果。实例分析表明,组合法综合评价结果符合实际经验。     

基于多缝放气自适应流动控制的超声速进气道数值研究

针对一种超声速混压式二元进气道,设计了多缝放气自适应流动控制方案,采用数值方法分别对有放气措施和无放气措施的进气道特性进行仿真对比分析,获得了放气对进气道自起动能力、临界性能及阻力特性的影响规律。结果表明:在进气道内收缩段开设系列放气缝,可以在保证进气道自起动能力的情况下大幅提升其临界性能,同时该种流动控制措施可通过唇口斜激波及其反射激波的移动实现放气量的自适应调节。对比分析发现,所设计的多缝放气流动控制方案,在设计状态下进气道的抗反压能力和总压恢复系数较无放气措施方案分别提高12.15%和7.11%,流量损失和阻力增加仅为0.71%和2.7%;巡航状态下,阻力增幅进一步减小,仅为1%。