摘要：为了研究驻涡加力燃烧室凹腔稳定器的冷却特性,设计了三种不同冷却结构的凹腔稳定器。采用实验研究的方法,对不同冷却结构的凹腔稳定器冷却特性进行研究,同时改变试验中凹腔油气当量比、次流与主流流量比(0.25~0.37)和主流马赫数(0.17~0.26),分析不同结构和气流参数下了凹腔冷却特性。结果表明:驻涡加力燃烧室的凹腔稳定器壁面最高温度出现在前壁面,前壁面温度较上壁和后壁偏高300K左右;凹腔稳定器壁温受冷却孔开孔率、凹腔油气比、次流与主流流量比影响较大,受马赫数影响较小。综合考虑各个方案试验结果,在凹腔稳定器冷却孔开孔率较低时,凹腔内部油气当量比建议取1.2~1.5。

摘要：提高增压比是未来涡扇发动机实现低耗油率需求的关键途径,而级数少、重量轻、长度短的高负荷轴流增压系统一直是研究重点。小展弦比复合掠弯能够有效控制超声速流动损失以及大折转角下的流动分离,是高负荷设计技术的重点发展方向。本文在大前掠带箍风扇基础上,开展了高负荷两级风扇超跨声速级间流动匹配研究,发展了全新的小展弦比、三维掠弯设计方法;基于试验结果完成了一维、二维特性模型修正,采用优化方法建立了全工况性能匹配调节规律,并完成了优化调节试验验证。以此为基础,为进一步提高负荷,开展小展弦比串列叶片前段减速增压、后段折转增压概念原理设计和试验验证;运用数值模拟方式进行了动叶自循环吸附验证;完成了低反力度气动布局设计和静叶吸附的试验验证。最后,初步讨论了可变流量Flade叶片构型面临的高效率全超声速动叶设计、环内壁低损失超声速流动控制等技术挑战,以及柔性叶片和智能材料相融合的造型设计方法。

摘要：本文介绍了串联式和并联式混合动力系统的基本原理与性能特点,对混合动力的性能优势来源进行了原理性阐述。针对混合动力的系统架构,分析了性能设计、控制系统、电机设计以及热管理方面的关键技术。航空燃气涡轮-电混合动力技术的发展,有可能对传统航空发动机领域产生颠覆性变革。需要打破原有航空发动机热力机械设计思维,将动力系统所涉及的推进、电能以及热管理进行融合设计,推动航空动力系统效能进一步提升。

摘要：为提高航空发动机风扇转子叶片抗鸟撞能力,基于光滑粒子流体动力学(SPH)方法及LSDYNA显式动力学分析软件对风扇转子叶片的抗鸟撞能力进行评估,分析了不同关键设计参数对气动性能和叶片抗鸟撞性能的影响。结果表明:真实鸟体撞击风扇转子叶片后,主要造成叶片前缘变形、卷边和撕裂。风扇气动性能随叶片前缘半径增大而降低,当前缘半径超过0.25 mm后,风扇的稳定裕度急剧下降;最大厚度位置后移对风扇气动性能有益,但风扇转子叶片抗鸟撞能力下降。在保证风扇气动性能的前提下,通过合理选取设计参数,对风扇转子叶片进行改进设计,改进后叶片的抗鸟撞能力由30 g提高到50 g,抗鸟撞能力得到明显提升。

摘要：气冷涡轮的出现使得航空发动机涡轮前温度可以进一步提高,促进了高性能航空发动机的飞速发展。然而随着复杂的内部冲击、扰流强化换热、对流气膜、致密气膜喷淋等冷却形式在涡轮部件上得到应用,冷气与燃气之间的相互作用也越发复杂。为对复杂冷却涡轮叶片的流动和传热耦合影响进行快速、精细化评估,本文建立了一种参数化建模方法,针对GE E3高压涡轮一级导向器进行高保真几何建模和气热耦合仿真。分析结果表明,该参数化建模方法可实现复杂气冷涡轮叶片的高保真几何建模,获得较高的气热耦合计算精度。同时通过详细分析获得了大量的涡轮叶片内部流动换热细节,可支撑高温涡轮叶片的精细化设计。

摘要：采用光滑粒子流体动力学法和拉格朗日法对冰撞过程进行仿真分析,开展了冰雹撞击钢板、撞击钛合金薄板、撞击非旋转态真实风扇叶片的打靶试验验证。结果表明:采用的考虑压缩强度与应变率相关的冰雹本构模型和SPH法能够很好的描述冰雹撞击过程,仿真结果与打靶试验结果吻合良好。基于该本构模型和算法,对某发动机在爬升状态下吞入直径1.1 cm的冰雹情况进行仿真,揭示了叶片不同部位冰撞后的变形情况,发现撞击叶尖部位带来的塑性应变最大。开展整机吞冰试验,试验获得的冰雹撞击部位的叶片变形长度与仿真结果误差小于10%。改进了叶片前缘半径和最大厚度分布,提升了叶片的抗冰撞能力,为风扇叶片抗冰撞改进设计积累了良好的设计经验。

摘要：为定量预测与规避双半内圈角接触球轴承三点接触现象,降低轴承异常磨损风险,采用牛顿-欧拉矢量力学方法,结合该轴承结构与受载特点,对双半内圈角接触球轴承内部元件相对位置与速度关系进行了描述,综合考虑轴承各元件相互作用力、运动惯性力、陀螺力矩以及润滑油对轴承元件施加的流体拖动力与挤压力,建立了考虑三点接触情况的双半内圈角接触球轴承拟动态性能分析模型,并完成轴承非线性方程组求解算法优化,且通过与国外成熟软件计算结果和保持架转速试验结果对比,验证了所建立模型的准确性,研究表明,所建立的双半内圈角接触球轴承分析方法对内部接触角分布和应力分布的预测误差小于12%,对于最大接触应力的预测误差小于2%,且对接触痕迹的预测较为准确,对于保持架实际转速的预测误差小于10%,可用于双半内圈角接触球轴承设计优化。

摘要：针对航空发动机高空舱飞行高度模拟控制系统存在的强非线性、高度不确定性、强外部扰动等实际工程问题,对抑制系统不确定性影响的主要控制方法进行了分析和讨论,设计了一种基于降阶线性扩张状态观测器(RLESO)的串级线性自抗扰(LADRC)鲁棒控制方法。分析了被控对象的主要特性和控制难点,并将广义受控对象分为蝶阀位置回路和飞行高度回路。对两个回路分别设计降阶扩张状态观测器和控制器并组建串级控制系统。通过控制仿真并与经典PID控制方法进行了对比分析,结果显示在推力瞬变试验控制仿真中,被控压力的最大波动值从3.5 kPa减小至0.8 kPa,表明了基于RLESO的串级LADRC技术能够显著提升高空台飞行高度模拟的控制品质,获得了较为理想的鲁棒控制性能和抗扰性能。

摘要：聚焦航空动力装备顶层功能分解分配过于依赖经验、功能界面划分不合理、子系统承接功能不清晰等问题,通过研究MBSE建模方法、系统建模语言(SysML)的特点和优势,将行为图、结构图、矩阵视图等融入功能设计活动,提出了基于模型的航空动力装备功能分析方法。首先通过环境背景图建模识别航空动力装备系统边界与交互信息;其次通过用例图分析系统顶层功能,每项顶层功能通过用例自动生成关联活动图进行建模分析,通过概念方案论证实现功能的初步分解,并与系统架构建模、功能危害性评估(FHA)迭代,完成单项功能详细分解;最后通过分配矩阵和分配视图得到子系统的功能清单,以作为子系统功能分析的输入。研究表明,基于模型的方法可以有效解决航空动力装备领域功能分解分配不清晰的问题,构建的功能模型典型案例,可为后续航空动力装备数字样机1.0建设提供技术路径。

摘要：由宏观骨架-细观点阵-微观表面构成的多尺度整体式结构是一类极具高性能、多功能、轻量化潜力的新型结构形式,日渐成熟的先进激光加工技术不仅极大提升了高性能结构的制造能力,也为新型复杂结构的制造提供了可能。在简要总结宏观骨架、细观点阵、微观表面设计与制造现状基础上,提出了以先进激光加工技术为制造手段的多尺度整体式结构设计方法。以中介机匣为例,采用拓扑优化技术设计了主承力骨架结构,通过在拓扑优化低密度区域或低应力区域填充可制造点阵的方式完成了轻量化点阵设计,与实壁铸造件相比减重20%以上;在流道表面设计了导流减阻微沟槽结构,采用超快激光表面刻蚀加工,仿真模拟表明微沟槽减阻效果超过10%。采用先进激光加工技术开展了多尺度整体式结构设计的应用探索,为下一代航空发动机结构研制提供了可供借鉴的新途径。