航空发动机空气系统和热分析的耦合计算与试验验证

针对航空发动机空气系统设计和热分析计算分开进行且不考虑发动机部件对空气系统换热影响的特点,结合热分析计算实际,通过计算空气与热端部件之间的热量交换,建立了空气系统和热分析的耦合计算方法,并通过试验予以了验证。计算结果和试验结果的对比表明,耦合与非耦合计算的腔室压力基本相同,但耦合计算的腔室温度更接近试验结果,耦合计算相比于非耦合计算与试验的温度误差减小9.7K,耦合计算方法有利于减小空气系统温度计算误差。     

民用航空发动机引气系统部件寿命建模

针对飞机维修工作中发动机引气系统故障率较高问题,以寿命数据分析为基础,运用威布尔分布模型定量评估航空发动机部件可靠性,建立了民用航空发动机引气系统部件可靠性寿命模型。以V2500发动机引气系统为例,收集了该系统的可靠性数据,分析了部件的非计划拆换情况。在数据计算过程中采用3参数威布尔分布模型对引气系统部件的寿命数据进行拟合。假设检验结果表明,在对部件进行寿命可靠性分析时,运用威布尔分布建立的数学模型符合客观规律,且能够取得良好的拟合效果。依据计算出的部件可靠性特征量对部件的可靠性状况进行定量评估,结果表明:在评估复杂机械电子系统的可靠性时,威布尔分布模型具有较大应用价值。     

基于TEC的空间站末端回路温控系统建模及其热力学性能分析

针对空间站中间回路温度波动过大,高温时导致科学载荷工作温度超出允许范围的问题,设计了一种基于热电制冷器(TEC)的末端单向流体回路温控系统。该系统包含一个TEC温控模块,当中间回路温度过高,末端回路冷却功率不足时,该模块可提供额外的制冷量,降低流入冷板的工质温度,形成针对科学载荷的相对低温区域,恢复回路的冷却能力。分别建立了温控系统数学模型与数值仿真模型,并完成了热负载扰动、中间回路温度扰动、末端回路流量扰动和并联支路热扰动等4种扰动对系统热力学特性影响的仿真分析,验证了TEC模块的温控性能。结果表明:在科学载荷发热功率增加30%、中间回路的温度升高5K、末端回路流量减小至0.0015kg/s等多种工况下,所设计的温控系统能够将载荷温度控制在1K以内,实现科学载荷精确温控。      

S弯二元喷管红外辐射特性实验

基于轴对称排气系统设计了一套S弯二元喷管的实验模型,在实验工况下测量了喷管实验件的部分流场参数和远场红外辐射特性,对S弯二元喷管的红外辐射特性进行了分析和研究,并与基准轴对称喷管的红外辐射实验结果进行了对比。结果表明:上方探测平面是S弯二元喷管的主要辐射方向,其最大辐射角度为15°,在该方向角上固体壁面辐射的贡献最大。下方和侧向探测平面各方向角的红外辐射强度明显小于上方探测平面,主要是由于S弯二元喷管遮挡了大部分的内部高温壁面。与基准轴对称喷管对比,S弯二元喷管有着明显的红外抑制作用,在尾部方向S弯二元喷管的积分辐射强度相比轴对称喷管降低了81%,最大辐射强度相比轴对称喷管降低了47%,燃气辐射降低50%。      

涡轮导向叶片综合冷却效率实验研究

为了研究流动参数对涡轮导向叶片综合冷却效率的影响,采用红外热像仪对叶片表面的温度分布进行了测量,得到了叶片的综合冷却效率随流量比、温比、主流进口雷诺数和湍流度的变化规律。实验过程中,次流与主流的流量比分别为0.15,0.18,0.20,0.22和0.24;主次流温比分别为1.4,1.7,1.93和2.2;主流进口雷诺数分别为1.0×10~5,1.1×10~5,1.2×10~5,1.3×10~5和1.4×10~5;主流进口湍流度分别为0.506%,8.156%,14.92%。结果表明,综合冷却效率在前缘处最低,沿流向逐渐升高;增大流量比会显著提高叶片的综合冷却效率,在温比为1.93时,流量比由0.15增大至0.24,综合冷却效率平均增加29.3%;温比和主流进口湍流度的增大均不利于综合冷却效率的提升,流量比为0.20时,温比由1.4增大至2.2,综合冷却效率平均下降46.5%,湍流度由0.506%增大至14.92%,综合冷却效率平均降低15.5%;主流进口雷诺数对叶片综合冷却效率的影响很小。     

反推装置对翼身融合分布式推进系统气动性能影响数值模拟

为了研究新型反推装置对翼身融合分布式推进系统气动性能的影响,将机身简化为二维模型,利用数值模拟的手段来研究攻角、反推开度,以及风扇打开或关闭对飞行参数的影响,为翼身融合分布式推进系统的反推装置设计提供初步的意见和建议。结果显示:反推闭合和风扇打开之后该机型的升力系数和俯仰力矩系数都会有较大增加;随着反推开度的增加,升力系数和俯仰力矩系数也随之增加;来流攻角对翼身融合分布式推进系统的气动性能也有较大影响。      

盖板式预旋系统的压比和熵增特性

对预旋系统内的压力变化相关研究较少。基于理论分析、实验测量以及数值计算,对某盖板式预旋系统的压比及熵增特性进行研究。通过理论推导,对预旋系统内压比与无量纲温降的关系进行分析。在最高转速可达10000r/min的高转速实验台上,测量了转盘上的气流静压以及相对总温,进而获得压比及熵增特性。进行三维数值计算,将数值计算结果与实验结果进行了对比,并根据数值计算结果对预旋系统内的熵产分布以及各元件的熵增情况进行分析。结果表明:系统温降以及旋转马赫数大小决定了预旋系统的理想最大压比,而实际压比与理想压比的比值取决于系统内的熵增大小。采用数值计算以及实验测量所得结果对理论关系式进行了验证,最大偏差2.7%。旋转马赫数一定的条件下,随系统无量纲温降增大,系统压比逐渐减小。由于熵增影响,实测压比与理想压比最大相差约36%。预旋系统内的熵增主要发生在预旋腔静止壁面、接受孔前后、供给孔进口等气流旋转比发生剧烈变化的区域。预旋系统内主要元件的熵增随流量增大都呈逐渐增大的趋势,但接受孔处熵增最小值出现在喷嘴出口旋转比等于1左右时,流量过小或过大都会导致接受孔处熵增变大。     

航空发动机双转子系统“临界跟随”现象的机理及影响

为了探明“临界跟随”现象导致航空发动机振动居高不下的产生机理,建立了考虑中介轴承的双转子动力学模型,推导了双转子发生“临界跟随”现象时参数之间的关系,分析了“临界跟随”状态下转子系统的动力学特性。结果表明:“临界跟随”现象会导致转子系统无法越过盘偏摆振型临界转速,造成转子振动对不平衡质量分布极其敏感,其主要影响因素为盘极转动惯量与直径转动惯量的比值(简称惯量比)以及双转子增速比;当高压盘等效惯量比等于1,或增速比与任意低压盘惯量比相等时,转子系统表现出高压激励条件下的“临界跟随”特征;当低压盘惯量比等于1,或增速比与高压盘等效惯量比的乘积等于1时,转子系统表现出低压激励条件下的“临界跟随”特征。提出了必须严格控制航空发动机叶盘的等效惯量比以及双转子转速控制律的设计建议。      

RTM用6818高温环氧树脂化学流变特性研究

以树脂传递模塑(RTM)用6818高温环氧树脂体系的化学流变特性研究为目的,以差示扫描量热法(DSC)和黏度实验为基础,采用外推法初步确定了6818树脂体系的固化工艺制度。依据双阿累尼乌斯方程建立了树脂体系的化学流变模型,模型曲线与实验数据的吻合性良好。模型分析表明,在80～100℃内树脂体系黏度低于200 mPa·s的时间大于12 h,可以作为6818树脂比较理想的注胶温度。该模型能够反映6818树脂黏度变化规律,预报该树脂体系的RTM工艺窗口。     

民机环控系统压力传感器测试台的设计

压力传感器作为民机环控系统中的关重成品件,其性能好坏直接影响飞机空气系统的管理。为保证其装机质量,提升飞机研制和批产效率,设计了一套压力传感器自动测试台,用于压力传感器的性能测试。首先介绍了压力传感器在机上的功能、分类以及性能参数;然后根据其测试特性,分别从硬件构架、设备选型、测试软件以及配套设备等四个方面阐述了压力传感器测试台的设计方案,实现通过测试软件对压力传感器测试压力和温度的自动控制,并在测试压力和温度达到稳定后,自动采集压力传感器输出的电压信号,经过数据处理后生成测试报告并判断测试结果;最后列出了压力传感器测试台的应用范围和意义。