低Re对某小型涡扇发动机性能影响

低雷诺数问题是影响高空长航时无人驾驶飞机的动力装置性能的关键因素之一.定量分析了低雷诺数效应对某小型大涵道比涡扇发动机性能的影响.当雷诺数减小到一定程度后,各部件的性能将发生改变.在发动机整机环境下,增压级和低压涡轮的进口叶弦雷诺数相对更低,受飞行高度和速度的影响也更大.在发动机共同工作条件的作用下,各部件的匹配关系将发生变化,除部件效率的降低以外,部件流通能力的衰减也引起发动机性能的降低.涡轮前温度的限制将使发动机转子转速下降,低雷诺数效应加剧,从而导致发动机性能的进一步降低,推力迅速减小,但发动机涵道比的增加可以减小因部件性能衰退引起的耗油率上升的趋势.     

航空煤油泵轴尾机械密封副材料特性

为选择适合在航空煤油介质中工作的机械密封副材料,对材料的摩擦特性进行了研究,利用摩擦磨损试验机得到不同工况条件与表面粗糙度下材料的摩擦因数、温升,在原子力显微镜(AFM)下对3组典型配对材料的微观磨损形貌进行观测,分析磨粒磨损和黏着磨损的行为差异,计算磨损的关键参数。研究发现:聚四氟乙烯（PTFE)在既定条件下为性能最佳的软材料;硬材料表面粗糙度值为0.05时的摩擦性能最佳,不同硬材料间性能差异不大。研究发现PTFE在配磨材料上产生的犁沟效应最轻微,黏附的元素颗粒最少;黏着磨损会造成表面高度分布函数的偏移,利用离散化求解公式得到了黏着体积与平均黏着厚度。      

一种自冷却结构燃油泵滑动轴承润滑特性分析

为研究低介质黏度和自冷却结构限制下的航空燃油泵滑动轴承润滑特性分布规律,基于油膜动压润滑流动的Reynolds方程和等效黏度润滑流动模型,以绝热流动为假设简化滑动轴承内部流动的能量积分方程,构建一种联合Reynolds方程和绝热流动能量积分方程的燃油泵滑动轴承热流动润滑流动模型。采用CFD数值模拟和有限差分法相结合的混合仿真方法,分别对不同的间隙比、偏心率、宽径比条件下的滑动轴承的油膜压力、油膜厚度、油膜温度、端泄漏量、摩擦阻力等润滑特性进行了仿真分析。仿真结果表明:采用CFD计算滑动轴承径向载荷精度优于4.0%;保持偏心率不变,油膜承载力随着间隙比的增加而单调下降,油膜厚度随着间隙比的增高而增加;保持间隙比不变,油膜的承载力随着偏心率的增大也逐渐增大,油膜厚度随着偏心率的增高而下降,而油膜温度与油膜厚度成反比,且随着偏心率的升高,油膜温度的峰值越来越明显;当偏心率、间隙比一定时,可通过增加宽径比提高滑动轴承的油膜承载力。因此在滑动轴承的设计中,需综合考虑油膜承载力、端泄漏量、油膜厚度和温升间的相互制约因素,合理地优化间隙比、宽径比和偏心率以提高滑动轴承润滑性能。      

长空高机动靶机燃油系统试验研究

本文主要介绍长空无人机高机动靶机燃油系统各阶段试验原理、试验内容、试验方法,以及对试验结果的讨论。一系列试验证明了高机动靶机燃油系统的可行性、可靠性和适用性。     

高速燃油离心泵空化特性分析

为揭示高速燃油离心泵内部空化形态及隔舌区域空化的发生工况,对其进行了非定常数值计算,分析了不同流量下高速燃油泵内空化流场特性及压力瞬态特性。结果表明：在不同流量下,空泡首先在叶片前缘生成;随着空化数降低,空泡在叶片根部及延伸叶片背面产生;在1.2倍设计流量下隔舌区域的空化在低空化数下发生;空化对叶片表面根部的压力载荷影响较大;叶轮流道监测点压力脉动主频为叶轮轴频;隔舌监测点脉动主频为叶频,在1.2倍设计流量下的低空化数下隔舌区域监测点压力脉动频谱上轴频倍频特征增强。     

具有多层试验数据的成败型元件之串并联系统及并串联系统可靠性置信下限的近似解

设系统A由K个独立的子系统B_1,B_2,…,B_K并(串)联而成,设第i个子系统B_i又由m_i个相互独立的成败型元件C_(i1),C_(i2),…C_(imi)串(并)联而成,设有多层试验数据: 元件C_(ij)试验N_(ij)次,成功S_(ij)次,失败F_(ij)次(i=1,2,…,K,j=1,2,…,m_i) 子系统B_i有成败型试验数据:试验N_i次,成功S_i次,失败F_i次(i=1,2,…,K) 系统A有成败型试验数据:试验N次,成功S次,失败F次。 本文给出利用此多层成败型试验数据,求系统A的可靠性置信下限的近似解的方法,本文利用一、二阶矩拟合的原则将上述数据折合为原系统A的伪成败型数据:伪试验数N~*,伪成功数S~*,然后从N~*,S~*出发利用单个成败型元件之可靠性的经典精确方法求出原系统A的可靠性置信下限的近似值。本文推导了伪试验数N~*,伪成功数S~*的计算公式,并给出了计算实例。     

固体火箭冲压发动机性能调节研究

在对固体火箭冲压发动机的高度特性进行分析的基础上，分别研究了壅塞式和非壅塞式固体火箭冲压发动机性能调节特性及方案，并着重分析了非壅塞式固体火箭冲压发动机的燃气流量自适应调节原理与规律，分析计算表明，非壅塞式固体火箭冲压发动机不仅结构简单，且能明显提高发动机在非设计状态时的性能。     

正癸烷作为航空煤油雾化过程代理燃料的研究

对航空煤油和单组份碳氢燃料正癸烷的雾化性能进行实验测试,研究在部件燃烧特性验证阶段,正癸烷作为航空煤油雾化过程代理燃料的可行性.结果表明:在室温条件下,经过旋流器的气流压力降分别为0,500,2000Pa,供油压力从0.1~1.0MPa间隔0.1MPa均匀变化,使用马尔文激光粒度仪测量旋流器下游点火器位置处两种燃料的雾化索太尔平均直径.对于两种燃料,供油压力大于0.5MPa后,SMD变化缓慢,此时两种燃料的雾化过程基本完成,雾化索太尔平均直径均介于30~45μm之间.相同气流压力降下,正癸烷的雾化SMD比航空煤油稍大,这与其更高的黏度和表面张力有关;供油压力大于0.5MPa后,两种燃料的雾化SMD非常接近.在对实验数据进行拟合分析的基础上,获得了航空煤油和正癸烷在旋流中的雾化SMD经验关系式,发现拟合系数的相对差异约为7%,可将正癸烷经过适当的修正之后做为航空煤油雾化的代理燃料.      

基于主成分分析的镍基单晶高温疲劳寿命模型

采用滑移平面作为临界平面,并以滑移平面上的细观参量作为损伤参量研究材料损伤行为能很好地体现镍基单晶破坏的物理机制.滑移平面上细观参量通过本构模型相互联系,存在较强的多重共线性,导致寿命建模时难以得到合理稳定的材料常数.为此,引入主成分分析方法消除初始细观参量间的多重共线性影响,确定了临界平面主导损伤因子,并基于主导损伤因子建立了寿命模型.对比直接采用初始细观参量建立的寿命模型,该模型形式更为简单,材料常数稳定、合理,反映了细观参量对镍基单晶损伤影响的量化特征.采用760℃与980℃下DD6高温疲劳试验结果对寿命模型进行验证,试验寿命基本落在预测寿命的3倍分散带内.