工业CT检测技术在5 kN发动机研制中的应用

针对5 kN发动机结构焊缝和复合材料喷管不可检不可测的难题,开展了工业CT检测技术研究。分析了复杂结构焊缝和复合材料喷管的常规方法检测难点,利用工业CT检测技术穿透能力强、不受工件复杂结构影响的优势,对5 kN发动机产品中的电子束焊缝、氩弧焊焊缝、复合材料喷管等结构进行了检测试验,得到了良好的检测效果。结果表明,工业CT检测技术可以识别5 kN发动机产品中的气孔、未焊透、分层、裂纹等缺陷,并实现对缺陷的定位与测量,可为焊缝质量评估提供依据。     

展向振荡对激波/湍流边界层干扰的影响

周期振荡作为一种有效的壁面流动控制手段受到广泛关注,而其对激波/湍流边界层干扰的影响目前鲜有研究。本文采用高精度直接数值模拟（DNS）方法对马赫数2.9、12°激波入射角、强振荡下的激波/湍流边界层干扰进行了系统研究。通过与无振荡工况的定量比较,揭示了展向强振荡对干扰区内复杂流动结构的影响规律及作用机制,如分离泡尺度、物面压力脉动非定常特性、物面剪切的非定常特性及统计特征等。研究发现：在展向强振荡作用下,分离点位置提前,间歇区长度增大;同时由于分离泡内强黏性耗散的影响,展向振荡的穿透高度约为分离泡高度的4%,因而对流动结构不会产生实质影响。但展向强振荡会对壁面附近流动造成显著影响,如强振荡诱导的壁面展向速度远大于流向速度,造成流向剪切与展向剪切之间夹角的概率密度函数峰值从0°偏移到80°~90°之间。物面压力及剪切本征正交分解分析表明,展向振荡会导致模态能量从低阶模态向高阶模态转移,降低低频运动的能量占比,增强再附后Görtler涡等壁面附近旋涡结构的强度。     

超声速膨胀角入射激波/湍流边界层干扰直接数值模拟

为了揭示膨胀效应对激波/湍流边界层干扰区内复杂流动现象的影响规律,采用直接数值模拟方法对来流马赫数2.9、30°激波角的入射激波与10°膨胀角湍流边界层相互作用问题进行了数值研究。系统地探讨了激波入射点分别位于膨胀角上游、膨胀角角点和膨胀角下游3种工况下膨胀角干扰区内若干基本流动现象,如分离泡、物面压力脉动及激波非定常运动、湍流边界层统计特性和相干结构动力学过程等。结果表明,激波入射点流向位置改变对分离区流向和法向尺度的影响显著,尤其是当激波入射点位于角点及其下游区域。研究发现,膨胀角干扰区内物面压力脉动强度急剧减小,分离区内压力波向下游传播速度将降低而在膨胀区内将升高,膨胀效应极大地抑制了分离激波的低频振荡运动。相较于入射激波与平板湍流边界层干扰,入射激波流向位置改变对膨胀角再附区速度剖面对数区及尾迹区影响显著,将导致其内层结构参数升高而外层降低,近壁区内将呈现远离一组元湍流状态的趋势。此外,流向速度脉动场本征正交分解分析指出,主模态空间结构集中在分离激波及剪切层根部附近而高阶模态以边界层内小尺度正负交替脉动结构为主。低阶重构流场结果表明,前者对应为分离泡低频膨胀/收缩过程而后者表征为分离泡高频脉动。     

膨胀效应对激波/湍流边界层干扰的影响

采用直接数值模拟方法对来流马赫数2.9,30°激波角的入射激波与膨胀角湍流边界层干扰问题进行了数值研究。入射激波在壁面上的名义入射点固定在膨胀角角点,膨胀角角度分别取为0°、2°、5°和10°。通过改变膨胀角角度,考察了膨胀效应对干扰区内复杂流动现象的影响规律和作用机制,如分离泡、物面压力脉动特性、膨胀区湍流边界层和物面剪切应力脉动场等。研究发现,膨胀角角度的增大使得分离区流向长度和法向高度急剧降低,尤其是在强膨胀效应下分离泡形态呈现整体往下游偏移的双峰结构。物面压力脉动功率谱结果表明,膨胀角为2°和5°时,分离激波的非定常运动仍表征为大尺度低频振荡,而膨胀角为10°,强膨胀效应极大地抑制了分离激波的低频振荡,加速了下游再附边界层物面压力脉动的恢复过程。膨胀区湍流边界层雷诺剪切应力各象限事件贡献和出现概率呈现逐步恢复到上游湍流边界层的趋势,Görtler-like流向涡结构展向和法向尺度变化剧烈,同时在近壁区将诱导生成大量小尺度流向涡。此外,物面剪切应力脉动场的本征正交分解分析指出,膨胀效应的影响体现在低阶模态能量的急剧降低从而使得高阶模态的总体贡献相对升高。     

基于RANS/LES混合方法的分离流动模拟

飞行器在大迎角、快速俯仰机动时,流场中含有大尺度、非定常的涡结构,传统雷诺平均Navier-Stokes （RANS）模型不能准确模拟流场结构,根据国际上相关研究的发展趋势,需要采用混合RANS/大涡模拟（LES）模型来对复杂分离流动进行准确模拟。本文对基于分区混合与湍流尺度混合的双重RANS/LES混合计算模型进行发展与应用。通过典型简化模型的静、动态湍流大分离流动,测试和验证所采用的脱体涡模拟（DES）类方法,重点研究改进的延迟DES （IDDES）模型在动态问题应用中的正确性和有效性,并对所采用的数值模拟方法和相应的计算软件的可靠性、鲁棒性以及精度进行了考核验证。典型算例包括超声速圆柱底部流动、跨声速方腔流动、NACA0015机翼深失速分离涡模拟等。计算表明：发展的IDDES类混合计算模型可有效解决对数层不匹配的问题;对于定态非定常分离流动,DES、DDES、IDDES等模型计算结果差别不大,随着流动的非定常特性增强,IDDES模型的优势逐渐显现;对于动态非定常分离流动,则需要采用IDDES类模型。     

基于综合模糊聚类算法的液体火箭发动机故障诊断

基于液体火箭发动机正常及故障状况数据的完备程度和数据质量的不断提高,提出一种基于数据驱动的综合模糊聚类算法用于故障诊断。采用模糊c均值(FCM)算法对已知正常样本数据进行聚类得到最优的聚类中心,将所得到的聚类中心作为先验样本数据用于传递闭包法最优分类结果的选择从而得到故障检测结果,该算法只需要少量的正常先验样本数据就能快速、准确的检测出故障;随后采用FCM算法进行故障分类,可以根据现有的故障数据库进行聚类得到对应的故障类型,并且可以给出故障幅值范围。模型仿真结果表明:该算法对故障的检测率可达968%,故障隔离率达到94%。某型液体火箭发动机实际试车数据结果表明:该故障诊断算法能够准确及时的检测并隔离出故障。     

发动机唇口电热防冰系统性能仿真

采用三维耦合传热方法对发动机唇口电热防冰系统进行了多状态下的性能仿真,获得了唇口表面平衡温度及动态温升响应时间,以此评估防冰系统性能,并通过与冰风洞试验结果对比,对仿真过程进行了修正。研究表明:唇口表面加热区平衡温度均高于273.15 K,温升响应时间小于60 s,满足防冰需要,较为严酷的防冰状态点主要为飞行速度较大、环境温度较低的状态点;修正唇口材料导热系数后,仿真与试验结果吻合良好。研究结果能有效指导工程研制,对提高防除冰仿真分析结果的准确性提供了很好的借鉴。     

Corrosion mechanism investigation of TiN/Ti coating and TC4 alloy for aircraft compressor application

It is imperative to develop multifunctional erosion and corrosion resistant coatings for compressor blades of aircraft engines in harsh environment. PVD (Physical Vapor Deposition) technology has the advances in processing erosion-resistant coatings; however, the performance of PVD coatings to combat corrosion depends on various coating defects. Determining and comparing the corrosion performances of PVD TiN/Ti coating and uncoated TC4 alloy was the main objective of present work. The 960 h salt spray corrosion and 116 h hot corrosion tests were conducted to simulate the grounding and working environments of the aircraft compressors. The corrosion mechanisms due to the coating defects such as pinhole, columnar boundary and large grain were analyzed based on the OM, Confocal microscope, electrochemical measurements, SEM, XRD and EDS results. Owing to the disordered state associated with the columnar boundary and the coating defect, nitrogen could be easily replaced by oxygen in the hot corrosion process, these structures were channels for fast diffusion of oxygen. Moreover, the Gibbs energy changes of Ti oxidation and TiN oxidation were thermodynamically calculated according to the working condition of aircraft compressors, and considerable research effort was focused on mapping out the phase diagram of Ti, TiN and high pressure gases. The findings of this research can provide insights into developing multifunctional coatings for future aircraft engines.     

基于虚拟仪器技术的发动机网络化试车测试系统设计

介绍虚拟仪器技术在发动机试车过程中的具体应用,以LabVIEW软件为平台实现信号的采集、分析、处理和显示。该系统通过网络实现数据共享,各个上位机根据自己的需要获取不同的数据,然后通过软件处理,实现对发动机试车过程的实时监控。     

突加不平衡下GTF发动机转子系统瞬态响应分析

针对GTF发动机低压转子系统突加不平衡瞬态响应问题,基于有限元法建立了考虑啮合单元、行星架单元、膜盘联轴器单元的多体接触、多转子耦合动力学模型,介绍了考虑非线性因素下突加不平衡瞬态响应计算方法,求解了低压转子系统的突加不平衡瞬态响应,并分析了关键部件刚度对突加不平衡的影响规律。结果表明：当风扇转子发生突加不平衡时,各部件均表现为振动幅值突增,后迅速趋于稳定,低压涡轮转子发生明显拍振,突加不平衡载荷主要由行星架结构和第1.5支点刚性支承承担;行星架刚度主要影响风扇转子突加不平衡响应、第1.5支点和行星架处的外传力;膜盘联轴器刚度主要影响增压级突加不平衡响应、转子在突加不平衡之后稳定运转情况。