基于虚温定义的粘弹性有限元方法

基于NARAYANASWAMY提出的虚温定义,用虚温表示的温度变化产生的折算应变率替代Swanson模型中的应变率修正函数,获得了基于虚温定义的粘弹性材料的应力应变本构方程,并导出基于虚温定义的粘弹性非线性有限单元法计算公式。计算结果验证了此基于虚温定义的粘弹性分析方法的正确性。     

基于图像处理技术的补燃室火焰温度场测量

为了测量补燃室火焰温度场,在直连式试车台上进行二维开窗式固体火箭冲压发动机试验,应用高速数字摄影仪对补燃室内的火焰进行拍摄。对所获得的火焰图像,根据基于彩色CCD图像的比色测温原理,求得补燃室火焰的投影温度场。结果表明这种方法简单可靠,测量精度也满足要求,可以用来对补燃室火焰温度场进行测量。     

HAN基无毒单元发动机常温启动技术研究

与目前采用的肼类推进剂相比,硝酸羟胺(简称HAN)基推进剂具有无毒无污染的特点,可以简化地面操作,减小爆炸的风险和对工作人员的伤害,能极大节约发射和使用维护的成本。然而,HAN基推进剂催化分解速率比肼类推进剂慢得多,因此HAN发动机催化床预热温度越低,可靠工作越困难。对HAN基单元发动机的常温启动技术进行了研究,并对发动机常温启动和120℃启动热试车试验进行了对比分析。研究结果表明:HAN发动机可实现常温启动,但HAN基单元发动机在120℃条件下启动比常温条件下启动更快,工作寿命长;对于常温启动的试验程序,采用脉冲工作时间较短且间隔时间较长的方案,发动机启动更快,工作寿命也更长。     

新型耐高温纳米防护涂料研究

以环氧树脂化学改性有机硅树脂为基体材料，纳米粒子为填料并采用了常温固化体系，研制了耐高温防护涂层。该涂层固化后的热学、力学性能良好，各项测试结果完全满足指标要求。该耐高温涂料可采用喷涂法成型，工艺性能良好，操作简单。     

基于KPCA 和DBN 的航空发动机排气温度基线模型

为了给航空发动机整体性能的实时监控与健康管理提供技术手段,提出1种基于核主成分分析和深度置信网络相结合的航空发动机排气温度基线模型构建方法。以配装CFM56-7B发动机的飞机在运行过程中各系统产生的快速存取数据作为原始的数据样本,利用核主成分分析进行降维处理,选用高斯函数作为核函数,将降维后的数据作为深度置信网络的输入,建立航空发动机EGT基线模型,通过大量QAR数据验证了模型的有效性和正确性。与传统神经网络建模方法相比,所提出的建模方法不但降低了网络结构的复杂度,同时也提高了模型的精度。     

航空发动机热区轴承腔壁面油膜流动及温度特性

将热区轴承腔壁面油膜划分为若干上下游相互关联的流动控制单元,结合壁面油膜流动状态以及油滴的运动状态进行单位时间内各壁面油膜控制单元中的油滴/油膜碰撞转移分析,基于此构建壁面油膜控制单元的非定常质量、动量和能量方程,并利用Matlab自编软件求解获得轴承腔壁面油膜厚度分布、流动速度分布和温度分布特性,最终形成轴承腔壁面油膜流动及温度特性分析的方法。结果表明:在所研究的工况范围内,轴承腔壁面油膜厚度分布在0～1 mm内,油膜速度分布在0～5 m/s范围内,壁面油膜温度分布在100～140℃范围内;轴承腔左右两侧的壁面油膜厚度、速度和温度都随着周向角度的增加而不断增加,且在相同工况下轴承腔壁面油膜的最高温度比最低温度增加了约为13%;随转子转速的增加,轴承腔壁面油膜的速度及温度是增加的,而壁面油膜的厚度是减小的;随着进油量的增加,轴承腔壁面油膜厚度和速度是增加的,而油膜温度略有下降。开展的航空发动机热区轴承腔壁面油膜流动及换热特性研究工作,为轴承腔润滑系统的精确设计提供了理论支持和基础数据。     

乏油条件下直升机传动系统弧齿锥齿轮的瞬态温度场

基于传热学及摩擦学原理,建立了弹流润滑和边界润滑有机结合的啮合齿面摩擦热的数学模型以及乏油润滑条件下瞬态温度场的计算方法。给出了瞬态温度场分布云图以及温度时间变化曲线,并分析功率、转速对瞬态温度场的影响。结果表明：在5 min的乏油润滑过程中,主动轮在功率从866 kW增至2 000 kW时,其最大温度升高了657 ℃,而在转速从5 000 r/min增至20 000 r/min时其最大温度降低了8502 ℃。该研究结果为无油润滑条件下直升机主减速器弧齿锥齿轮的最佳侧隙设计奠定了基础。     

三旋流燃烧室点火阶段燃烧性能

为研究三旋流燃烧室的点火熄火性能,对单头部燃烧室进行了地面和高空的点、熄火试验研究,测取了负温条件下的高空点火性能,借助高速摄像法录取了地面点火过程,采用燃气分析法对地面点火燃烧效率进行了测量,获得了单头部燃烧室的点、熄火性能和点火燃烧性能参数,以及火焰传播过程。结果表明:三旋流燃烧组织方式可在宽广的主燃区气流速度范围内,具有良好的点熄火性能,地面点火边界的燃烧充分性较高,燃烧效率约为80%,负温条件增加了点火难度,与常温点火边界相比,进气压力70 kPa时的负温点火的边界变窄了188%~375%,高空贫油熄火边界与点火边界接近,所获结果可为三旋流燃烧室设计提供参考。     

燃油温度对离心喷嘴雾化特性影响的试验

对某中心分级燃烧室头部的三种型号离心喷嘴副油路燃油喷入静止大气中的雾化特性进行了试验研究,获得了不同进口燃油温度(-40~80 ℃)和供油压差对燃油雾化特性的影响规律。利用相位多普勒粒子测量技术（PDPA）测量了沿流向距离离心喷嘴出口30 mm平面上的油雾特性,并利用激光粒度分析仪对试验结果进行了进一步验证。研究结果表明:①离心喷嘴的流量数随燃油温度的升高而逐渐减少,且在低温段下降幅度更大;②测量平面上沿直径各处的Sauter平均直径（SMD）在低温段随燃油温度的升高而减小,且油锥中心处的SMD下降幅度更大;③利用激光粒度分析仪测得的油雾场粒径分布在一定程度上验证了PDPA测量结果的正确性,液滴特征直径和液滴尺寸分布系数随供油压差的增大而减小。     

Whole-process modeling of titanium disc forming for gradient distributions of temperature and deformation

Gradient distributions of temperature and deformation(GDTD) are crucial for achieving dual-performance discs of titanium alloys which is required by the service environment of aeroengine. However, heating, cooling and deforming sequence in the whole process of the titanium disc forming, which leads to difficulties for achieving GDTD due to a lot of parameters. To solve this problem, a whole-process model of the titanium disc forming for GDTD has been established. In the model, heating and coolin...