1.5级涡轮实验台前腔燃气入侵实验

在1.5级涡轮实验台上,针对不同转速和不同封严质量流量,分别采用稳态压力测量、瞬态压力测量和二氧化碳体积分数法对燃气入侵现象进行了实验研究,以确定不同工况下主流的动静叶相互作用对燃气入侵的影响以及入侵到盘腔的燃气在腔内与冷气的掺混过程.结果表明:静叶后的时均压力在周向有明显的周期分布,部分区域封严环外的压力高于腔内压力,且随着封严质量流量增加,这一区域逐渐缩小;动叶扫掠带来同频率的压力波动,对于燃气入侵的发生有着重要的影响;通过二氧化碳体积分数实验获得了最小封严质量流量,并得到在封严质量流量不足情况下燃气沿着静盘侧入侵盘腔的结果.      

先进航空发动机涡轮盘合金及涡轮盘制造

涡轮盘是航空发动机的心脏.涡轮盘的可靠性主要取决于其坯件的冶金质量,涡轮盘的完整性、均匀性和性能水平,还取决于所用合金及其坯件的热加工和热处理工艺的优化.本文对先进涡轮盘坯件,即纯洁、均匀、细晶组织的高温合金坯件制备三种工艺,以及涡轮盘零件锻压成形技术进行综合评述.     

某发动机低压涡轮盘技术寿命研究

本文对某发动机低压涡轮盘进行了技术寿命研究。对盘进行了应力计算,寿命分析,确定了考核部位。对试验设备、试验件及试验参数进行了介绍。给出了2个试验件的试验结果,并根据有关规范给出了轮盘的标准循环数和平均飞行小时数。试验研究为轮盘定寿、延寿提供了试验依据。      

反向旋转盘间非稳态换热特性的实验研究

将反向旋转的高低压涡轮盘简化成了几何形状相对简单的反转盘系统。用实验的方法研究了非稳态情况下改变冷气流量和改变两盘转速对两盘温度和盘面平均努塞尔数的影响。结果表明:(1)进气雷诺数是最重要的影响因素,它对换热的影响是瞬时的,雷诺数升高两个盘面的努塞尔数同时增加;(2)在本实验范围内,转速对盘面换热的影响有限,而且它只影响转速变化的盘的表面换热而对对面的盘没有明显的影响。      

基于B-P本构模型的涡轮盘应力分析

针对Bodner-Partom统一粘塑性本构方程,采用Euler前差显式积分方法,编制了用户子程序,把该本构方程结合进了大型通用有限元软件ANSYS,进行了一维和二维的算例验证,并针对某涡轮盘进行了三维应力分析。该程序可考虑材料变形的率相关、循环加载等情况,适用于航空发动机高温部件非线性结构分析。      

某型国产发动机压力传感器故障分析

从某型国产涡轴发动机压力传感器基本组成和工作原理出发,针对故障现象和特点,开展故障原因分析,得出了相应的结论,并提出了改进的合理建议,有利于提高发动机的可靠性。     

失调叶盘结构模态特性及抗共振可靠度分析

为了探究航空发动机失调叶盘结构的固有频率在不同随机参数下的分布规律,建立了叶盘结构的有限元模型,对各随机变量选取了不同的失调程度.利用拉丁超立方抽样与响应面相结合的方法,对不同结构参数、工况下的叶盘固有频率进行了概率分析,得到了其在不同失调情况下的分布特性以及对各输入参数的灵敏度.利用工程振动理论建立了结构共振失效的极限方程,给出了叶盘结构在随机频率的激振力下的抗共振可靠度的计算方法,并对不同材料属性参数失调程度下的叶盘抗共振可靠度进行了计算,得出了叶盘抗共振可靠度在不同程度的材料属性失调下的变化规律.     

冲击射流的彩虹纹影实验研究

超声速冲击射流在短距、垂直起降飞行器（S/VTOL）以及火箭发射等方面应用广泛,但是伴随着流场与噪声等诸多方面的问题。要研究这一类问题,必先研究这一类超声速流动的波系结构。文章利用彩虹纹影测量系统,对不同距离不同压比的冲击射流进行实验研究,得到了清晰的彩虹纹影实验结果,细致地呈现了冲击射流的波系结构。基于实验结果,对三种不同结构的冲击射流的波系结构进行了详细分析。发现喷嘴与挡板距离较大时,形成的射流结构与自由射流相似,壁面附近的射流区域不明显。随着距离减小,冲击射流出现壁面冲击区附近射流比较剧烈的现象。距离进一步减小时,出现滞止泡等结构,滞止泡的形状与压比相关。此外,实验表明冲击射流形成的马赫盘大小、形状与来流压比相关。     

风洞侧壁干扰对机翼表面霜冰的影响

采用数值模拟的方法研究了不同阻塞度下侧壁干扰对NACA0012翼型表面霜冰生长的影响。通过对流场和水滴撞击特性的研究发现:侧壁干扰会压缩来流空气,致使更多水滴跟随气流向机翼前缘汇集,增大了翼面水滴收集系数,且翼面水滴总收集量与阻塞度成正比、与液滴雷诺数成反比;同时会改变水滴的撞击方向,使水滴撞击极限和最大水收集系数的位置发生偏移。采用多步法对结冰特性的研究发现:在基准计算工况下,当阻塞度为20%时,侧壁干扰效应带来结冰量的相对附加增量约为16%;在同一阻塞度下,各时间步长内的结冰相对附加增量基本相等。提出了一种表征侧壁干扰对水滴收集影响强弱的因子,该影响因子与水滴收集相对附加增量具有较高的线性关系。      

动力对全机水滴收集率的影响计算

针对飞机在飞行中遭遇过冷水滴撞击并结冰现象,建立了适合于发动机带动力情况下结冰过程水滴收集率计算的三维数值方法和计算程序.其基本思路为:采用多块技术与SIMPLE方法计算空气流场,以流场分布的计算结果为基础,求解水滴相的控制方程,进而获得物体表面的水滴收集率.空气相控制方程和水滴相控制方程均写成典型输运方程的形式,采用一致的有限体积法离散求解,方便了计算程序的编制.对某型运输机巡航构型有/无动力条件的水滴收集率进行了比较计算,获得了不同直径水滴在飞机表面的撞击特征以及水滴收集率在飞机机翼、平尾、垂尾和发动机进气道唇口上的分布规律.研究表明:(1)发动机是否带动力对机翼、平尾、垂尾的水滴收集率基本无影响;(2)飞机带动力主要影响发动机进气道唇口处的水滴收集率,带动力后唇口的收集率比无动力情况高,水滴撞击范围增大,在进行防除冰研究和设计时需引起重视.