摘要：以双旋流全环燃烧室为试验对象,分别在高温高压、高温中压和发动机整机条件下开展试验研究。分别设计了带有环腔引气和模拟型喷嘴等模拟发动机边界条件的试验方案,并分析不同试验条件下的出口温度分布规律。试验结果表明:中、高压试验条件下的出口温度分布规律基本一致,热点区域基本一致;中压试验周向出口温度分布水平明显优于高压试验;高压试验温度分布曲线呈中心波峰形式,而中压试验中心波峰形式不明显。设计的高压试验出口温度分布规律和数值更接近发动机整机测试结果,设计的中压试验出口温度分布数值与高压试验相比存在一个比例系数,系数为1.3~1.4。

摘要：为提升立式离心铸造大型钛合金铸件冶金质量,采用模流分析方法探讨了直线形和螺旋形横浇道浇注系统对熔体充型流态的影响。结果表明,传统直线形横浇道中存在熔体贴壁分布的现象,且缩小浇道截面尺寸无法避免横浇道空腔吸气区的形成,此外横浇道内出现熔体堆积和反流,充型铸件型腔的熔体呈射流态。基于达朗贝尔原理分析了熔体质点在横浇道二维平面内的运动行为,揭示了质点运动轨迹与直线形横浇道结构不匹配是上述问题的主要原因。进一步探讨了离心转速和质点初速度对轨迹线形状特征的影响,提出了适用于大型环状钛合金铸件的螺旋形横浇道浇注系统设计方法,模流分析结果验证了螺旋形横浇道可有效地减少吸气和湍流倾向,平衡铸件充型流场并形成自下而上的充型次序。

摘要：面向航空发动机机匣包容精细设计需求,研究飞失过程中叶片耗散能对机匣包容性的影响规律。结合打靶试验及有限元数值仿真,对以TC4靶板为对象的机匣包容原理模拟件进行研究,揭示了机匣包容能力对叶片冲击耗散能的敏感性,验证了数值分析方法的准确性和合理性。基于建立的简化风扇模型,明确了机匣包容不同阶段中叶片-机匣能量转化机制,分析了叶片与机匣碰撞过程中机匣包容能力对叶片材料主要参数的敏感性。结果表明,叶片在冲击、碰撞过程产生的耗散能对机匣包容能力有着明显的影响,在工程设计中可考虑通过改善叶片材料延伸率和硬化系数以及降低弹性模量等途径提升机匣的包容能力。

摘要：燕尾静压导轨的工作性能与其选取的初始油膜厚度密切相关。通过对由PM流量控制器调控的燕尾静压导轨进行研究,分析并推导出初始油膜厚度与静压导轨静动性能之间的函数关系。结果表明:增大导轨底层大面和燕尾面初始油膜厚度,都可以提高导轨的承载能力,但提升幅度不大;降低导轨底层大面和燕尾面初始油膜厚度,均会增大低燕尾导轨的静、动态刚度,其中导轨底层大面初始油膜厚度的变化对静刚度影响更大,燕尾面初始油膜厚度的变化则对动刚度影响更大,在实际中应该根据所设计导轨工况选取合适的初始油膜厚度。

摘要：针对涡轮气动优化过程中设计变量多、评估耗时长、传统完全替代精确函数评估的代理模型辅助算法全局搜索性较差等问题,采用基于预筛选策略的代理模型辅助差分进化算法(Pre-SADE),并结合直接操纵自由变形方法 (DFFD)实现多自由度参数化控制,建立了基于数据驱动的多级涡轮三维气动优化平台。以某两级轴流涡轮为研究对象,选取44个设计变量开展流道-叶片排联合气动优化设计。结果表明:优化后涡轮设计点等熵效率提高1.10%,流量增加2.16%,落压比降低0.94%,激波强度降低,径向二次流得到抑制,内部流动损失减小。此外,涡轮设计转速全工况特性均有所改善。该平台在保证优化效果的同时,可大幅减少设计变量和真实评估次数,有效适用于多级涡轮、多自由度气动优化问题。

摘要：以直升机性能计算方法为基础,辅以考虑尺寸效应及设计能力的涡轴发动机设计方法,建立了以直升机旋翼桨盘载荷及最大起飞功重比为特征参数的直升机/涡轴发动机性能约束分析模型、任务分析模型及基于直升机飞行性能需求的涡轴发动机设计参数选取模型。针对涡轴发动机部件/系统设计能力及直升机飞行性能需求,首先开展了给定涡轴发动机循环参数下的流量匹配计算,然后开展了涡轴发动机循环参数选取研究。研究表明,所建立的直升机/涡轴发动机性能约束分析模型、任务分析模型可实现给定飞行任务的直升机/涡轴发动机性能耦合设计;在给定涡轴发动机循环参数条件,由于尺寸效应,涡轴发动机部件效率受进口流量的影响,其设计点功率并不随流量等比例变化,从而使得直升机起飞总重呈现非等比例变化;在涡轴发动机循环参数选择时,在满足直升机飞行性能需求下,存在涡轴发动机耗油率与单位功率之间权衡下的循环参数选取,使得直升机起飞总重最小。

摘要：镍基单晶高温合金具有优异的高温综合性能,是航空发动机涡轮叶片和导向叶片等部件的首选材料,承受高温度和高应力的严苛服役环境。目前,高冷效叶片的结构设计中采用多种复杂冷却结构以提高其承温能力,其中以层板冷却和双层壁冷却为代表的微型冷却结构是其主流发展方向。但由于这类复杂涡轮叶片中存在超薄壁结构,已成为叶片制造的关键点和难点。本文综述了镍基单晶高温合金薄壁结构的发展趋势,分析了薄壁受限空间的缺陷产生及枝晶生长规律,阐述了薄壁结构对力学性能的影响,展望了先进涡轮叶片的制备及其组织控制的发展趋势。

摘要：在进行某型航空发动机模拟试验时,发现了一种鲜见报道的转子-轴承系统振动幅值长周期变化现象。为探究该现象的成因,利用某型航空发动机模拟试验器对该现象进行了长时间测试和验证,试验揭示了该现象受转速、滑油流量和温度、载荷、轴承状态和游隙等因素的影响规律。在大量试验后,分解了试验器和轴承,并更换新轴承进行了重复试验。试验结果表明,该轴承的振动幅值长周期变化现象是轴承游隙引起的热-构耦合现象。其机理是游隙较大的轻载轴承打滑发热,引发轴承游隙周期性变化,导致转子振动出现振荡现象,该研究称其为滚动轴承的游隙振荡现象。该现象对轴承的散热状态和径向载荷较为敏感,主要发生在轴承工作载荷远远低于轴承额定载荷的情况下,可以通过改变供油条件或适当增加不平衡载荷的方式消除该现象。

摘要：进气畸变实验是航空发动机气动稳定性评定的重要方法之一。为克服传统设计方法逼近目标畸变图谱准确性低、实验迭代次数多等缺点,提出基于丝网间距和多孔介质映射关系,采用Fluent设计目标图谱畸变网的设计体系。设计了稳态总压测试系统,完成了畸变发生器的实物设计及风洞试验,畸变指数误差小于1.5%。试验结果表明设计体系可以高精度、高效地模拟畸变要求。

摘要：针对目前设计单元重用研究与开发中存在的主要问题,首先将用户需求覆盖范围映射为产品系列的参数与约束设计变动空间,以此定义其整体装配元模型;然后将各类设计、工艺及制造等广义知识嵌入产品系列元数据模型,与参数及约束建立关联关系,形成内蕴式设计闭包;通过参数驱动与知识推理机制,利用关键接口设置驱动其内部所有零部件尺寸结构以及广义知识的自适应更新。基于CAD平台建立企业的产品系列整体设计模型与知识库,形成完整的闭包式设计方案,内蕴尽可能完善的设计数据和设计知识。最后基于最小化的外部接口,分层递推复合参数化,利用简单的设置即可得到具体衍生产品的完整设计信息,实现设计重用,从而极大地提高设计效率。