双电弧室轴线式电弧等离子体炬热特性试验研究

在航天领域,电弧等离子体技术是进行高温气体动力学试验的重要技术。文章对自稳弧型双电弧室轴线式电弧等离子体炬在不同参数条件下的总体热特性进行地面试验研究,并从电弧、气流和电极间热量传递的角度对热特性变化规律进行分析。结果表明：输入功率在104～300 kW变化时,热效率在49.1%～70.8%范围内与功率呈正相关性变化,射流的比焓和平均温度在输入功率为152 kW时达到最大值,分别为10.29 MJ/kg和5006 K。特定功率条件下,较小的电弧电流和较高的负载电压匹配能够获得较高的热效率,但射流的比焓和平均温度会降低。气体流量不变时,随着电弧电流的增大,热效率单调降低,而射流的比焓和平均温度依然提高。     

Ti6Al4V钛合金大进给铣削切削力与切削温度的试验研究

采用可转位涂层硬质合金刀具对Ti6Al4V钛合金进行了大进给铣削试验,研究分析了大进给铣削Ti6Al4V钛合金时每齿进给量、切削速度、轴向切深以及径向切深等切削参数对切削力和切削温度的影响。研究结果表明,随着每齿进给量和轴向切深的增加,切削力均呈现增大的趋势,而切削速度和径向切深对削力的影响并不明显;随着每齿进给量和切削速度的提高,切削温度亦呈现升高的趋势。     

激光推进辐射击穿温度特性的数值研究

在9种等离子体击穿温度下,数值模拟了二次反射式聚焦系统聚焦情况下激光推力器内流场的演化过程,得到了不同击穿温度对应的能量沉积率、推力峰值、冲量和冲量耦合系数,能量沉积率和推进性能参数在某个等离子体击穿温度值处发生突变。根据空气对激光的逆韧致吸收系数公式,计算了CO2激光辐照下不同等离子体击穿温度对应的空气辐射自由程,发现当等离子体击穿温度为14000K时,辐射自由程为1.4mm,与计算网格的典型尺寸相当,此时入射激光能量在一个网格内以一定效率被吸收,由此确定了基于逆韧致吸收的激光等离子体的击穿温度。     

燃油脉动对温度场影响的数值研究

为了研究燃油脉动对燃烧室温度场的影响,分别对燃油脉动在均匀进口、径向速度畸变进口和周向速度畸变进口中进行了瞬态模拟,分析了燃油脉动在不同进口速度流场中对燃烧室温度场的影响。结果表明:燃烧室出口温度参数随燃油脉动变化呈现出相似的变化规律,但这种响应具有一定的滞后性;燃油脉动造成主燃孔区域燃烧不合理,使得主燃孔截面温度品质降低,出口径向温度分布系数FRTDF产生波动;燃油脉动和进口速度畸变不仅改变了燃烧室出口温度在径向和周向的分布,而且会使在叶尖和叶根处存在高温区,降低涡轮强度;燃油脉动在径向畸变进口中的影响程度最大。     

跨声速涡轮叶栅激波损失控制方法

为了降低高负荷跨声速高压涡轮激波损失,发展了针对性的涡轮叶栅激波控制方法。针对吸力侧激波,提出可控膨胀设计概念,结合基于曲率的叶型设计方法,通过调整吸力面曲率分布以控制气流膨胀力度,减小了尾缘激波前马赫数,有效减弱了吸力侧激波强度和叶栅出口压力不均匀程度。针对压力侧激波,发展了消波设计方法,在吸力面的激波作用区域设计一鼓包型线,利用鼓包迎风面压缩波的预增压作用和外凸面膨胀波的消波作用,有效抑制了激波/边界层相互干扰,显著削弱了反射激波强度。可控膨胀设计和消波设计对叶栅尾缘两道激波的控制作用相互独立,可单独采用,当两种方法相结合时,吸力侧激波强度降低了29.66%,叶栅出口压力不均匀程度减小了29.28%,总压损失系数减小了12.11%。      

某型钛铝合金航空发动机叶片高温高周振动疲劳实验

以某型钛铝合金航空发动机叶片为研究对象,针对该型叶片高温高周振动疲劳实验时遇到的高温疲劳应力监测、高频激励等问题进行了实验方法研究。采用闭环控制最大应力的方法解决了高温疲劳应力的监测,通过夹具放大设计实现了高频激励,利用辐射加热和电磁振动台完成了温度载荷和振动载荷的综合施加。运用所述的高温高周振动疲劳实验方法,对该型叶片进行了寿命实验。实验的高温疲劳应力控制精度优于±2%,得到该型叶片可靠度为50%的中值疲劳极限是444 MPa,并有效获得了其寿命曲线。该实验方法适合航空发动机叶片高温高周振动疲劳实验,并可为其他航空发动机零部件高温高周疲劳实验提供参考。     

石墨密封材料高温摩擦磨损行为及预测

利用HT-1000型高温摩擦磨损试验机研究了石墨M210密封材料高温下摩擦磨损性能,采用扫描电子显微镜（SEM）观察分析了磨损表面形貌.基于试验数据,通过灰色理论GM（1,1）建立了摩擦因数和磨损率预测模型.结果表明:石墨M210密封材料摩擦因数呈先增大再减小,而后趋于一稳定值,试验温度为450℃时,摩擦因数最小;磨损率随着试验温度升高而增大.试验温度在低于300℃,磨损表面具有明显的黏着、撕裂和无序的塑流动痕迹,高于400℃时,塑流动痕迹具有明显的方向性,出现了剥落和断裂痕迹.温度较低时,石墨材料表面主要是水汽物理吸附膜起润滑作用,随着试验温度升高,由物理吸附膜润滑逐渐转向反应膜润滑.基于试验数据建立了精度等级均为1级的摩擦因数和磨损率的预测模型.      

高速飞行器防热减阻新概念构型的气动性能

提出了一种高速飞行条件下兼具防热减阻的凹腔槽道气动构型,建立了凹腔深宽比为1,槽道高度分别为0、10、20、30、40 mm的凹腔槽道构型,以及槽道入口高度固定为30 mm,出口高度分别为35、40、45、50 mm的扩张型凹腔槽道构型。采用求解Navier-Stokes（N-S）方程方法进行计算,获得了不同算例的鼻锥外壁面热流密度分布以及构型阻力系数的变化情况,分析了凹腔槽道构型参数对气动热与气动力性能的影响。数值结果表明凹腔槽道构型能够达到预期的防热减阻效果。较优构型（槽道进出口高度比为30/50）的防热率与减阻率分别达到40.1%和16.8%。槽道高度越高,减阻效果越好,但防热效率降低。相较于平直型凹腔槽道,扩张型凹腔槽道构型能够在保证防热率不变的情况下显著提升减阻性能。      

基于流-固耦合方法的涡轮叶片热应力仿真

为真实模拟超高速转子的工作性能,必须对涡轮叶片进行流体-热-结构耦合分析。将有限元软件中提供的流-固耦合仿真技术应用到涡轮叶片瞬态传热计算中,利用ANSYS CFX建立了涡轮叶片与高温燃气的流-固耦合传热模型,该模型既包括了固体与固体之间的接触传热,也包括了流体与固体之间的耦合传热。以某涡轮转子为例进行了流-固-热耦合分析仿真计算,获得叶片的瞬态温度场分布和热应力。在此基础上结合整个涡轮叶片的实际工作状况对其模拟结果进行定性分析,验证其分析方法的可行性,为实际涡轮叶片设计优化提供了理论依据,有助于叶片加工工艺方法的改进,其分析方法对类似问题的处理也很有借鉴意义。     

民用飞机风挡防冰性能评估

民用飞机适航条款要求在结冰条件下应确保风挡外表面不能结冰,防止影响飞行员视界。因此应确保结冰条件下风挡具有足够的加热功率使其外表面温度高于冰点。根据防冰传热传质机理,利用CFD和Matlab相结合的方法建立了三维风挡热性能分析模型,对某型民用飞机风挡防冰性能进行评估。具体包括防冰热载荷确定、表面温度评估和关键参数校核三部分,并给出了典型飞行工况下风挡防冰热性能评估算例。