摘要：为研究激光冲击强化对某型离心叶轮外物损伤后疲劳强度的影响,设计了反映真实叶片前缘部位的特征模拟件,并结合空气炮法模拟外物损伤,对比有/无激光冲击强化模拟件的高周疲劳试验结果,发现经激光冲击强化处理后,模拟件的疲劳强度提高约37%。同时,开展了激光冲击强化以及外物损伤后的残余应力/应变场数值仿真,结合Kitagawa-Takahashi(K-T)图法建立了考虑外物损伤与激光冲击强化的疲劳强度预测方法,与试验结果相比平均误差为7.3%,验证了方法的有效性。

摘要：航空发动机转子部件众多,多部件高维复杂系统计算量大,导致动力学分析困难、计算时间长,进而影响转子结构设计和动力学验证的效率。基于部件模态综合方法,提出一种针对多部件高维复杂系统降维计算的多级模态减缩策略。对每个单独的子结构利用固定界面模态减缩,并行减缩各子结构的内部自由度,同时完整保留子结构间的耦合关系。通过子结构组合定义新一级的子结构,应用多级模态减缩策略提升降维减缩效果,结合多重模态减缩方法,构建界面分支模态,可显著降低转子有限元模型的维数,同时保留关键子结构的动力学特征和系统整体关键动力学特性。此计算策略被用于某弹用发动机转子系统低维减缩模型的建立,利用减缩模型提升了转子动力学分析的效率,加速轴承刚度参数的优化设计。研究结果表明,与ANSYS计算相比,转子动力学分析所需时间降低了99.5%,精度误差不超过0.1%,该计算策略可用于多部件高维复杂系统的快速分析。

摘要：自适应循环发动机是基于变循环发动机设计理念基础并充分考虑飞发一体化设计、热管理等综合性能的面向未来飞行平台的先进动力装置,可通过诸多可调机构实现发动机涵道比、增压比、流量以及工作模式的灵活改变,从而适应不同飞行任务的复杂任务剖面需求,获得更大飞行包线内的性能优化。本文基于自适应循环发动机的性能计算仿真模型,在相关研究基础上结合模式转换和加减速过程实现快速推力变化过程,根据模式转换与加减速控制规律设计,开展典型算例下的快速推力变化过渡过程性能分析并验证其控制规律设计方法可行性,在亚声速巡航工况下,发动机在以M3模式叶尖风扇最小角度状态下,低压转子相对物理转速从0.6加速至1.0,最大可使终止推力增大32.4%,相较于单一模式加减速过渡过程,推力变化范围更宽,加速时间更短,转速变化范围更小。

摘要：为研究超燃冲压发动机燃烧室与再生冷却通道的耦合传热特性,采用双向弱耦合迭代计算方法,研究燃烧室和冷却通道的特征参数对耦合传热特性的影响规律。结果表明:当量比的增加导致燃烧反应区域和壁面高温区域后移,当量比增大至0.75时,部分壁面高温区后移至超出燃烧段范围,在燃烧室的当量比设计时需考虑冷却通道范围的限制;喷射角度的增大会提高燃烧段壁面平均温度,喷射角度由30°增大到75°时,冷却通道出口裂解率由8%增长到11%;增大冷却剂的工作压力和流量能增强冷却剂的吸热能力,降低燃烧室内壁面温度,最大下降幅度约200 K。

摘要：为了获得某掠型叶片吸力面压力分布,对一稠度为1.53,掠角为10.7°的掠叶栅进行了光路布局以及压力敏感涂料(PSP)压力测量,利用图像处理和三维重构算法得到了可读性高、便于数据提取的三维叶片吸力面压力分布,并和测压孔测量结果进行了对比。结果表明:利用自主发展的光路布局方法,有效解决了叶片表面光照辐照度不均匀、拍摄视角受限的问题;得到了高信噪比的原始压敏图像以及宽范围多工况的掠叶栅吸力面全域压力分布。与测压孔测量相比,PSP测量误差在5%以内,并且PSP测量结果还捕捉到了峰值等熵马赫数位置沿弦向的迁移以及叶片尾缘的气流分离现象。对不同攻角和来流马赫数下的掠型叶片吸力面压力分布进行分析:掠型叶片在零攻角和正攻角下存在明显的径向压力梯度,促使后掠型叶片气流向前掠迁移,增加了前掠下流低能流体的能量,使得前掠更有利于延迟角区分离,后掠则更容易发生角区分离;掠型叶片在低来流马赫数下展向压力对称性良好,掠设计的影响不显著,高来流马赫数则放大了前后掠对角区分离控制效果的不同。相比传统测压孔有限的压力分辨率,PSP测量可为掠型叶片设计和流动机理分析提供丰富可靠的压力实验数据。

摘要：针对航空飞行器高速飞行时发动机热环境严峻、冷源有限的问题,提出了一种应用于航空发动机热防护、以超临界CO_(2)为工质的闭式布雷顿冷却循环方案。采用能量分析法构建布雷顿循环的数学模型,对比分析了简单循环、回热循环与间冷循环3种循环结构的优劣,比较了高温部件冷却通道的串并联结构对循环性能的影响。结果表明:回热循环能够提高系统热效率约4%,但热沉利用率降低50%;间冷循环能够降低系统热沉消耗8%,但会导致系统总质量增大;超临界CO_(2)简单循环是最符合发动机中间工质冷却循环工作需求的循环结构。对于简单循环而言,高温部件冷却通道并联结构的热效率比串联结构的高6%,但需要的碳氢燃料质量流量提高了2.7%,在碳氢燃料质量充足的条件下,并联结构的性能更优。

摘要：为分析倾斜周向槽机匣处理对跨声速轴流压气机NASA Rotor 37稳定性的影响,采用数值仿真方法研究了光壁机匣和倾斜周向槽机匣的扩稳效果。结果表明:经过周向槽机匣处理后,叶尖泄漏流被诱导进入周向槽,抑制了低速区的发展且泄漏流经过周向槽流出后能够吹除低能区,改善低速区造成的流道堵塞情况,扩大压气机的稳定工作范围;在设计转速下,5种不同形式的周向槽机匣处理都能够提高压气机的稳定裕度,其中,CT3的扩稳效果最好,稳定裕度提高2.86%,而峰值效率降低最少,仅降低0.7%;通过正交试验优化设计方法发现,样本9对于提升转子的稳定裕度效果最为明显,能够将稳定裕度提升2.95%,但会使峰值效率降低1.56%;当周向槽轴向倾斜方式不同时,会使得周向槽的周向截面及槽内流动发生改变,从而对压气机的稳定裕度和峰值效率造成影响。

摘要：介绍了陶瓷基复合材料(CMC)材料材料特点以及在航空发动机中的应用,以及单晶金刚石刀具优势以及在新型材料加工中的应用。通过分析航空发动机尾锥加工工艺,确定主要的加工难点,并通过增加零件工艺过程的刚性,将加工难点聚焦至车削参数的优化。基于此,设计车削正交试验,得到最佳车削参数。随后进行优化参数的切削对比试验,并验证了其优化参数的切削效果。最后总结了零件工艺过程并提出了实际零件加工过程中切削参数的调整方法。

摘要：使用PRAXAIR-9935设备通过电弧喷涂镍铝丝材得到镍铝涂层。采用正交试验设计方法探索电弧喷涂镍铝涂层孔隙率的变化规律,以获得最佳工艺参数;采用在线监测设备测量了不同实验条件下的焰流强度、粒子速度和温度。使用有能谱分析功能的扫描电子显微镜进行涂层成分和显微组织形貌分析,同时对涂层的硬度进行了测试。根据实验结果制定了最佳工艺参数值,喷涂电流130 A、喷涂电压33 V、雾化空气压力0.4 MPa和喷涂距离120 mm。结果表明,喷涂电压、电流、雾化空气压力和喷涂距离对孔隙率造成不同的影响。使用最佳工艺参数喷涂的镍铝涂层最小孔隙率可降低到5.5%,涂层的组织呈现出典型的层状结构特征。

摘要：特种车由于其舱内空间狭窄、人员密集等特点,送风系统难以同时保证多乘、载员人体热舒适性要求,需要对特种车舱室送风系统进行合理布局和优化设计。针对某型特种车,建立其舱室简化三维模型。选取预计平均热感度、空气龄、加权温度及头足温差作为送风系统性能优劣的评判标准,结合计算流体动力学和多目标遗传算法,对送风系统布局和参数分别进行仿真优化设计。仿真结果表明,采用顶部左右条缝及脚部送风口可以有效改善乘、载员热舒适性,提高送风系统性能。进一步分析帕累托最优解,得出顶部送风口位置、送风角度和回风口位置的最优取值。本优化设计结果满足设计指标要求,为特种车送风系统设计、优化工作提供了新的思路。