摘要：为有效提升航空发动机燃烧室点火性能,以双级轴向旋流器为研究对象,采用三种气动结构参数为设计变量,开展了旋流器优化设计与燃烧室点火性能研究。研究通过试验测量了不同旋流器匹配的单头部燃烧室地面点火与模拟高空点火油气比,获得了旋流器气动结构参数与燃烧室点火性能之间的关联。研究结果表明:在保持总有效面积和内旋流数不变条件下,外旋流数从1.77增加至2.15时,燃烧室点火性能呈现先降低后升高的趋势,较小外旋流数点火特性更佳;内外有效面积比对高空低压工况燃烧室点火性能影响显著,在比值为3∶7时点火特性最佳。在保持其他结构参数不变条件下,文氏管喉道半径对燃烧室高空点火性能影响显著,喉道半径为8 mm时具有较好点火特性。

摘要：针对连续纤维增强复合材料涡轮轴结构损伤演化及失效机理分析,基于宏-细观力学跨尺度分析方法,建立了与轴结构试验件尺寸相符合的有限元仿真计算模型及细观力学代表体积元(RVE)模型,预测轴结构的损伤演化并分析其失效机理。反向扭矩下,[45]_(6)轴结构的损伤始于界面开裂,裂纹向两侧钛合金扩展,钛合金的剪切变形最终带动纤维的断裂;正向扭矩下,[45]_(10)轴结构的损伤始于基体损伤,断口两侧钛合金相互挤压摩擦,最终将纤维剪断。开展复合材料失效模式验证试验,通过声发射及扫描电镜技术,实现对失效过程中不同失效模式的判别。将仿真结果与试验结果进行对比验证,验证了模型和方法的有效性。模拟涡轮轴结构在扭转载荷下的损伤演化过程及失效机理,预测失效强度。结果表明:0°和90°铺层时扭转强度最低,45°铺层时扭转强度最高,提高近3倍。本文研究提出的预测模型及分析结论为纤维增强复合材料的设计和应用提供依据。

摘要：针对燃烧室初步设计阶段输入参数存在混合不确定性的特点,提出一种概率盒框架下的全局灵敏度分析方法。简单介绍了航空发动机燃烧效率的一维计算方法;在随机和认知混合不确定性的概率盒表征基础上,使用Sobol指标的上下限表征概率盒中随机与认知混合不确定性对响应的贡献程度;最后基于双层嵌套蒙特卡洛/非嵌入式多项式混沌展开(Monte Carlo Simulation/Non-intrusive Polynomial Chaos Expansion,MCS/NIPCE)方法对概率盒灵敏度指标进行求解,筛选出重要变量和次要变量,实现模型的降维。通过某航空发动机燃烧效率的全局灵敏度分析对所提出的方法进行了验证。研究结果表明,Sobol指标的上下限可以显著表征概率盒灵敏度指标,在保证计算精度的前提下,双层MCS/NIPCE方法的计算效率要远远高于传统双层蒙特卡洛(Monte Carlo Simulation,MCS/MCS)方法,可获得考虑随机和认知混合不确定性情况下燃烧效率输入参数的重要性排序。

摘要：一直以来,航空发动机涡轮叶片的射线检测依靠检验员人工评片。为避免经验差异、眼睛疲劳、标准理解等人为因素影响,有效改善传统射线检测费时费力、效率低下等问题,针对航空发动机涡轮叶片射线图像,基于YOLOv4模型提出了一种双主干特征融合的缺陷自动检测算法(DBFFYOLOv4);通过设计包含所有特征映射的新型连接结构搭建缺陷检测颈部网络,建立了适用于涡轮叶片射线图像的缺陷自动检测模型;针对每个缺陷,采用9次裁剪、旋转和亮度增减的图像数据增强方法扩充样本数据,在此基础上进行了模型训练与测试。结果表明,针对完整涡轮叶片,建立的缺陷检测模型在0.5的置信度阈值下可获得96.7%的平均查准率和91.87%的平均查全率,优于通用目标检测算法YOLOv4模型。9次缺陷裁剪、旋转和亮度增减的图像数据增强方法能够显著提高模型的缺陷检测精度(平均精度分别得到了59.19%和2.53%的提升)。该研究为涡轮叶片自动射线检测提供了一种新方法。

摘要：为了对氢燃料燃烧室的低污染燃烧组织方案提供技术支撑,根据某航改燃机燃烧室的工况及结构参数,设计了三种氢燃料喷射单元(贫油直接喷射(LDI)单元以及两种贫油预混喷射(LPIA和LPIB)单元),通过数值计算方法研究了其流场特性,燃料-空气混合特性及污染排放特性,然后采用粒子群优化算法(PSO)建立了三种单元的NO_(x)排放回归模型。研究表明:氢气喷射方式对流场结构影响较大。LDI单元的中心回流区(CRZ)脱离喷嘴一段距离,LPIA单元的CRZ径向尺寸最大,LPIB单元的下游流场轴向速度最快;LPIA单元燃烧室内燃料-空气混合相对于其它两个单元更加均匀;在设计工况下,LDI单元的NOx排放量不能满足目前新建燃机的排放标准(@15%O_(2),≤30 mg/m^(3)),而LPI单元的NOx排放能够达标,且LPIA相对于LDI单元可降低81.6%;所建立三个单元NO_(x)排放回归模型考虑了燃烧室进口压力、温度、当量比及气流速度的影响,其决定系数R2分别为0.972,0.969和0.953。本文所采用的单元及其性能数据和建模方法可以为氢燃料燃烧室设计提供有效参考。

摘要：为提高燃烧室出口温度分布均匀性并解决火焰筒前端壁面烧蚀问题,建立了带有多斜孔发散冷却结构的贫燃预混燃烧室三维模型,基于k-ωSST湍流模型、FGM燃烧模型、离散相模型及DO辐射模型等,模拟研究了冷却孔直径和角度对燃烧室性能及壁面冷却效果的影响规律。结果表明:当冷却孔直径从0.5 mm增大至1.0 mm时,出口温度分布系数从0.068增至0.438,径向温度分布系数从0.060增至0.419,燃烧效率从99.94%降低至99.25%;随着冷却孔直径的增大,燃烧室出口平均温度和燃烧效率不断降低,出口温度场分布逐渐恶化;当冷却孔角度为20°、40°和60°时,火焰筒前端受到高温旋流燃气直接冲击,冷却效果较差,而冷却空气在火焰筒中后段形成了发展光顺、厚度均匀的温度层,冷却效果较好;当冷却孔角度为90°时,垂直布置的冷却孔能够改善火焰筒前端高温旋流燃气冲刷壁面的问题,但火焰筒中后段的壁面冷却效果大幅恶化。该研究结果能够为贫燃预混燃烧室发散冷却结构的设计提供一定的参考。

摘要：提出一种基于多点的虚实注册方法。首先,设计一种手持式靶标探针,根据飞机零部件上的典型特征设计了不同的探针测头,并采用单目相机对探针进行标定,标定出测头尖点相对靶标的位置。然后,在虚实注册过程中在三维模型上设置几个点,借助靶标探针测量真实零件上对应的几个点,利用奇异值矩阵分解法,求解出增强现实设备虚实映射空间中三维模型到真实零件的刚体变换,根据此变换即可实现虚实配准。最后,选取3 m×1.4 m×0.5 m尺寸范围内的机翼为验证对象,采用所设计的靶标探针验证其虚实配准精度,并分析注册时点的数量与布局对虚实注册精度的影响。实验结果表明,所提方法可以实现大尺寸零部件整体较高的虚实配准精度。

摘要：旋流器作为航空发动机的重要部件,实现其轻量化制造对提升发动机服役性能具有重要意义。轻质高强耐热TiAl合金是一种极具应用潜力的高温结构材料,但其本征脆性大、制备加工困难,严重限制其在高性能旋流器制造方面的应用。为此,本研究采用粉末注射成形(powder injection molding,PIM)制备方法,结合水溶性芯模的模具设计及高保形聚甲醛(POM)基黏结剂开发,通过催化脱脂、热脱脂及两步烧结工艺,直接近净成形制备出复杂薄壁TiAl合金旋流器,无需机加工过程。结果表明:成分为82%(质量分数,下同)POM-5%高密度聚乙烯(HDPE)-5%乙烯-醋酸乙烯共聚物(EVA)-8%硬脂酸(SA)的黏结剂具有较高的粉末装载量和较佳的充模性能,其喂料粉末装载量为62%(体积分数),流动行为指数n为0.56,黏流活化能E为22.95 kJ/mol,综合流变学因子为9.59;常压两步烧结方法可实现高致密度和细晶的协同控制,当烧结工艺为1430℃/1 h+1250℃/5 h时,PIM所制备TiAl合金的致密度达到96.3%,且片层团尺寸约为100μm,后续结合热等静压处理实现了TiAl合金的近全致密化,所制备复杂薄壁TiAl合金旋流器的尺寸偏差为±0.1 mm,表面粗糙度Ra为1.046μm,室温抗拉强度为577 MPa,屈服强度为466 MPa,伸长率为0.96%。

摘要：通过理论分析、有限元仿真和实验验证的方式进行大底脚螺纹抽钉从1到0的反向应用基础研究,建立了安装过程中力的演变规律和平衡关系,得到安装性能(预紧力、鼓包直径和高度)与关键几何参数的匹配关系,开发了可实现自动建模和仿真计算的参数化求解模块。研究结果对提高大底脚螺纹抽钉的可靠性、经济效益,推动自主研发进程具有指导意义。

摘要：作为一种典型的陶瓷基复合材料(ceramic matrix composites,CMC),SiC_(f)/SiC复合材料具有高比强度、耐高温、抗氧化和抗热震等优点,在航空航天领域应用前景广阔。纤维和基体中间的界面相具有保护纤维、传递载荷、偏转裂纹等作用,赋予SiC_(f)/SiC复合材料伪塑性断裂特征。界面相的设计方案会显著影响其微区性能,进而影响SiC_(f)/SiC复合材料宏观力学性能和损伤失效模式。近年来发展的基于聚焦离子束(focused ion beam,FIB)的微纳加工技术和基于纳米压痕的微观力学测试技术是表征SiC_(f)/SiC复合材料界面相微区性能的有效手段。本文综述了SiC_(f)/SiC界面相现有设计方案及界面相微区性能对增韧效果的影响机制,重点总结了单纤维顶出/顶入、微柱压缩等小尺寸力学测试(small-scale mechanical testing,SSMT)技术的应用现状及各方法的适用条件和优缺点。最后,对CMC界面相微区性能研究的发展趋势做了初步展望,并指出测试方法的标准化、测试环境的高温化及测试数据的模型化是未来的主要发展方向。