CARDC 激波风洞 TSP 技术研究进展

从基本原理、关键技术和验证应用三个方面总结了近两年在中国空气动力研究与发展中心激波风洞中开展的温敏涂层(TSP)技术相关研究工作。通过解决快速响应温敏发光材料研制、模型研制、数据处理等一系列关键技术,完成图像采集系统、光学系统及标定系统的配套和系统集成,建立了一套适于激波风洞试验的高速 TSP 测量及标定系统。该技术可在激波风洞试验中获取模型被测面温敏涂层的发光图像,基于该图像可以直接观察模型表面热流分布和捕捉峰值热流的准确位置。结合温敏发光材料的物性参数标定数据,能够实现对模型表面热流的定量测量。不同于传统的传感器点热流测量技术只能得到模型表面有限数量的离散点的热流值,TSP 技术能够以高空间分辨率得到较大面积区域的详细热流分布信息,可更加全面的测量模型外表面的热环境,并且可以据此进一步分析和辨别边界层流态以及确定边界层转捩位置。试验对比表明,TSP 技术的测量结果与点热流传感器的测量结果具有良好的一致性。目前该技术已趋于成熟,在Φ2 m 和Φ0.6 m 激波风洞上成功应用于边界层转捩研究、局部干扰区热环境研究和复杂外形飞行器热环境研究等领域,已成为激波风洞除点测热技术之外又一重要测热技术。     

组合杂交三角形单元的加权能量正交关系

组合变分原理可以增强杂交元方法解的稳定性。建立热传导方程基于区域分解的组合杂交有限元方法,给出单元上温度梯度插值为线性、但温度插值为协调线性插值与非协调二次插值之和的组合杂交三角形单元,并通过数值实验验证理论结果的正确性。结果表明:分片线性温度梯度插值的散度(热源)与非协调温度插值是加权能量正交的;组合杂交三角形元刚度矩阵等同于协调的三角形线性元刚度矩阵,即非协调部分无温度增强特性。     

GH3044合金堵盖高温氧化机理研究

为了研究固体推进剂燃气对GH3044合金堵盖的作用机理,通过光学显微镜、扫描电镜、硬度测试仪等手段对GH3044合金堵盖的孔洞进行测试与分析。结果显示:在氧化性气氛下,GH3044合金出现了沿晶界的择优氧化,形成了楔形裂纹,在热应力及氧化物长大的膨胀应力作用下发生剥落并最终形成喇叭形的烧蚀孔洞;其中,燃气中的金属氧化物(PbO)沿晶界与基体中的Ni发生氧化还原反应,形成低熔点的Pb-Ni共晶,进一步加剧了GH3044合金的高温氧化。     

铝合金壳体阳极化膜颜色异常分析

铝合金壳体在阳极化处理后表面阳极化膜存在颜色异常(发黑)现象。本文通过对壳体阳极化膜表面及基体形貌观察、金相分析和成分分析对发黑的原因进行了分析。结果表明壳体阳极化膜发黑的原因是由于该区域存在成分偏析(合金含量高),导致该区域的晶粒尺度比正常区域小、耐蚀性比正常区域差,膜层微观结构与正常区域存在差异,膜层内部化合物较多,致使该区域膜层呈现黑色。     

流-固-推进耦合下的机体/推进一体化性能分析

吸气式空天飞行器的一体化性能随扰动变化的敏感性高,在高马赫数飞行条件下,有必要开展流-固-推进耦合性能分析。针对机体/推进一体化布局的吸气式飞行器,明确一体化部件之间的耦合关系和耦合问题,利用CFD、有限元和准一维流方法,结合本征正交分解(Proper Orthogonal Decomposition,POD)降阶手段,建立吸气式空天飞行器流-固-推进多物理场耦合快速分析方法,并开展多场耦合特性分析。结果表明:(1)进气道压缩面的流-固耦合导致出口静压的最大振荡振幅约为平均静压的21.6%,而出口马赫数的最大振幅约为平均马赫数的8.45%。(2)进气道出口性能的振荡会影响发动机的推力性能,导致推力振荡幅值可达平均值的31%,且随着时间的推移,会在进气道外压缩流场产生大量的气动涡,涡结构进入进气道后会导致进气道出口性能的持续下降,进一步削弱了发动机的平均推力性能。     

激光冲击强化对钛合金高温微动疲劳寿命的影响

为了解高温工作环境下激光冲击强化工艺(LSP)对钛合金材料微动疲劳寿命的影响,开展了强化前后TC11钛合金在室温、300°C和500°C下的微动疲劳试验并测试了试验件表层的残余应力及硬度。结果表明:随着温度的升高,激光冲击强化对TC11钛合金微动疲劳寿命的提高倍数逐渐减小。在轴向载荷为400MPa,法向载荷为65.5MPa时,经激光冲击强化后TC11钛合金试验件在室温、300°C和500°C下的微动疲劳寿命分别为强化前的5.5倍、3.5倍和1.7倍;强化后试验件表层的残余应力会在高温下发生松弛,且松弛程度会随温度的升高而增大,这是激光冲击强化效果随温度升高而逐渐弱化的主要原因。     

基于反问题的涡轮过渡流道一体化支板设计方法

为进一步改善大涵道比涡扇发动机气动性能及燃油经济性,降低其污染物排放,控制其重量与成本,提出了一种高效的高、低压涡轮过渡流道整流支板一体化设计理念,即对原型支板与第一级低压涡轮导叶进行初步正问题一体化设计,并基于气流角全三维粘性反问题进行进一步改型设计,使得在保证自身气动性能不降低的基础上,带一体化支板涡轮过渡流道能够与高、低压涡轮实现良好匹配。以某型发动机过渡流道为算例开展了一体化设计工作,并采用三维数值模拟方法进行了设计点、非设计点流场分析评估。结果表明,设计点工况下一体化支板出口气流角以及马赫数分布均与原型导叶出口一致,验证了一体化设计的有效性。同时,带一体化支板的过渡流道总压损失从原型流道的2.49%降低到了1.02%。而在非设计工况,带一体化支板的过渡流道气流分离明显减小,具有更宽的最佳工况范围。     

大涵道比风扇/增压级进气畸变数值模拟研究

为探究进口总压畸变下大涵道比风扇/增压级内部流场的主要特征,基于三维彻体力模型的思想,开发了一套能够实现风扇/增压级内外涵联算功能的三维数值计算程序。利用该程序模拟了某大涵道比风扇/增压级在周向总压畸变进气下的三维流场。计算结果表明：大涵道比风扇单转子不同叶高处的畸变传递特征差异较大,转子出口总压畸变强度由叶根到叶尖逐渐降低,在叶尖处衰减为最小值1.5%;在转子出口相应诱导出的总温畸变强度由叶根到叶尖逐渐升高,在叶尖处达到最大值1.4%;进口周向总压畸变导致风扇转子总压比下降0.5%,而风扇转子出口形成的总压总温复合畸变导致增压级总压比下降2%;总压畸变在增压级中呈逐级衰减趋势,而高温畸变区的周向范围在逐级增加。     

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。