摘要：针对变转速涡轮转子工况复杂、振动突出的问题,建立变转速动力涡轮转子支承布局和挤压油膜阻尼器优化设计技术。基于结构相近、动力学相似的理论,设计搭建了模拟某型发动机的转子试验系统,实现对优化设计方案下的临界转速分布、振型模态与转子振动响应特性验证。开展了阻尼器结构参数的减振特性分析,为变转速动力涡轮转子的挤压油膜阻尼器设计提供支撑。研究结果表明:转子试验系统临界转速计算最大误差为5%,模态振型最大误差为7%,验证了动力学特性计算方法的准确性。通过进行转子支承结构和阻尼器优化,转子振动幅值下降67.3%,变转速工作范围内运行更平稳,验证了所提出的变转速动力涡轮转子减振方案的有效性,为变转速涡轴发动机动力涡轮转子动力学方案和减振设计提供参考。

摘要：针对高超声速飞行器二元变几何进气道调节机构质量轻、能耗低、精度高的设计需求,对机构开展了多目标优化工作,获得了综合性能最优的设计方案,并验证了方案的可行性。首先通过受力分析与软件ADAMS仿真的手段,得到楔板与喉道板作动所需的最小驱动力;然后建立了机构质量、能耗和刚度的数学模型,确定了机构的设计变量与约束条件,采用NSGA-Ⅱ优化算法进行多目标优化得到帕累托解集,通过层次图的绘制实现了帕累托前沿的可视化,并选取了一组最优解作为设计方案;最后通过机电概念设计模块(MCD)运动学仿真分析对方案的可行性进行验证。结果表明:与优化前相比,机构的质量降低了6.48%,能耗降低了8.35%,并且能够满足调节作动的行程需求。

摘要：为优化涡扇发动机的持久试车谱,减少试验过程中的三红线构型改装次数,对持久试车谱的等效设计与符合性验证方法进行研究。分析了持久原始试车谱及其不同阶段的损伤特征,以发动机零部件的等效损伤为原则,以减少三红线构型改装次数为目的,提出一种基于等效损伤原则的等效持久试车谱适航符合性设计与验证方法,并以某型发动机高压涡轮叶片为例提出模拟特征试验件设计方案。所提方法可作为整机持久适航取证试验试车谱优化工作的参考,所提方案可支撑模拟特征试验件的等效损伤试验。

摘要：预旋供气系统性能优劣直接制约先进涡轮动叶冷气供给品质。本文应用功热转换理论开展涡轮高位预旋供气系统的正向设计研究,根据已知的边界条件计算出系统各特征截面的气动参数,确定各元件通流面积及其结构参数,通过一维计算结果构建三维物理模型,经转静子匹配迭代获得高性能预旋系统结构。重点开展高温降涡轮预旋供气系统的特性分析及性能评估。结果表明,在满足涡轮动叶供气流量和供气压力要求的前提下,一维设计计算和数值模拟结果的引气流量、系统温降和温降效率的相对偏差均低于1.5%,并且与对应实验结果的系统温降相对偏差小于1.5%。在设计点预旋喷嘴、接受孔和供气孔的流量系数分别为0.937、0.716和0.744;系统温降和温降效率分别达到61.53 K和80%,系统比功耗为-55.74 kW/(kg·s^(-1))。在保证涡轮动叶供气流量和供气压力的条件下,4个巡航工况点的系统温降达到了39.73~62.88 K,比功耗可达到-55.74~-16.48 kW/(kg·s^(-1))。

摘要：为了探索提高变几何涡轮效率的可能性,采用数值模拟方法研究了转子速度为2700 r/min,导叶转动角为-5.0°、-2.5°、0°、+2.5°和+5.0°时,枢轴直径系数、枢轴截面形状、端部间隙以及动导叶间距对涡轮气动性能的影响。并针对等熵效率对上述设计参数的敏感性以及流场机理展开分析。研究结果表明:直径系数D/L每增加1.0%,等熵效率能够提升0.064%。菱形枢轴对涡轮效率的提升效果最佳,在各个导叶转动角下,效率提升均在0.8%以上。端部间隙是涡轮效率最敏感的影响参数,当端部间隙从0.5%增加到1.0%跨距时,等熵效率最小降低2.08%,最大为4.54%。增加动导叶间距能够一定程度提高涡轮性能,减小间距对提升涡轮效率不利。选取合适的设计参数能够有效提升低转速下变几何涡轮的工作效率。

摘要：亚太6E卫星是基于全电推进卫星平台东方红三号增强(DFH-3E)平台设计的地球同步轨道大容量通信卫星,也是该平台的首颗星。该全电推进平台具有轻量化,经济技术一体化等技术特点要求,文章结合平台卫星要求,对供配电分系统功能、性能和工作模式进行概述,重点在分系统核心设计方面的内外接口简化设计、独立推进舱供配电及火工品管理设计、长转移轨道能量平衡设计和故障诊断与自主恢复等方面予以论述。亚太6E卫星在轨飞行试验结果表明:供配电分系统功能正常,设计合理有效,可以为全电推进卫星供配电分系统设计提供参考。

摘要：为了明确航空发动机刚性摇臂的疲劳特性,满足刚性摇臂在实际运行过程中要求,依托某型航空发动机设计了VSV机构刚性摇臂疲劳试验台,为模拟实际工况通过加载装置对等效叶片施加等效气动载荷,使用PID控制器控制作动筒行程并按照预设行程-时间曲线运行,在此工况下对刚性摇臂进行1000次疲劳循环,分析疲劳过程中叶片角度与机构阻滞力的变化,试验结果表明:左侧活塞杆阻滞力大于右侧活塞杆阻滞力,并且第1级连杆阻滞力要远小于其他各级阻滞力,同时验证了在进行1000次疲劳循环后叶片转动角度仍具备着较高精度。

摘要：为了实现高超声速排气系统与飞行器后体一体化,非对称喷管需要在有限的空间内、严格的几何约束下完成对高温高压气体的高效膨胀,并达到高性能的需求。然而在实际非对称喷管设计中,往往面临着强几何约束、设计变量规模较大等问题,造成现有方法难以完全实现非对称喷管的高效设计。为此,本文采用伴随优化方法针对非对称喷管开展气动设计,分别展开了全几何约束下的推力最优和升力最优两类设计研究。在推力最优设计结果中可得到,优化后的非对称喷管内部压力场分布显著改变,从而使得推力系数相对于初始直壁面喷管增加了5.966%。在升力最优设计中,喷管内下壁面会产生一道弱激波,该道弱激波在喷管上壁面的反射显著提升了上壁面局部的压力,进而使得升力相对于直壁面喷管增加了44.921%。从两类优化结果中可以看到相比初始构型,伴随优化方法可以在实现全几何约束下的非对称喷管设计同时,能够有效保持喷管所需的推力及升力性能。

摘要：平面叶栅风洞标模是轴流压气机设计体系建设以及推动平面叶栅试验技术标准化的关键。基于西北工业大学平面叶栅风洞完成了具有典型亚声速可控扩散叶型的压气机标模叶栅的设计和试验。采用自主建立的流场品质综合调控系统保证了标模叶栅的来流准确性、流场周期性以及展向二维性,在此基础上获取了标模叶栅的进气角特性、轴向密流比特性、叶片表面等熵马赫数分布以及叶栅尾迹分布,并与德国宇航院风洞公开的参考叶栅数据进行了对比。研究表明:标模叶栅流场周期性和准确性良好,具有4个连续通道的进口均匀区域和2个连续通道的出口周期性区域;测量通道的进口马赫数偏差不超过0.005,轴向密流比偏差不超过0.02;出口气流的周期性指数不超过2。与参考叶栅数据的对比表明,设计马赫数0.62下,标模叶栅和参考叶栅的损失、出气角、静压比随进气角的变化趋势基本一致。由于出口测量位置差异导致标模叶栅的损失和出气角较参考叶栅偏大,但静压比基本相同;2套叶栅的叶片表面等熵马赫数分布高度一致。总体而言,建立的标模叶栅试验数据全面、可靠性高。

摘要：为对工质驱动分布式推进系统的性能、尺寸、质量进行评估与多学科优化设计,从部件技术水平出发,基于推进系统气动热力学优化模型及部件几何/结构/性能耦合模型建立了推进系统多学科设计方法。以此为支撑,采用粒子群优化算法对工质驱动分布式推进系统和涡轮电分布式推进系统进行了多学科优化设计。针对40 kN级巡航推力分布式推进系统的设计结果显示,工质驱动分布式推进系统相对于涡轮电分布式推进设计点耗油率降低4.5%,推进系统质量降低38%,但推进系统中各子系统具有更大的尺寸。从质量和耗油率而言,工质驱动分布式推进系统是降低飞行任务油耗的可行技术途径,但其换热器及传输管路尺寸较大,是在工程实践中应用面临的主要挑战。