摘要：二元隔热衬套是航空发动机高温燃气尾喷管的关键部件,在服役状态下承受非均温、蠕变等复杂环境与载荷。开展了二元隔热衬套钴基高温合金材料GH5188在温度梯度下的蠕变性能研究,设计了具有二元衬套孔结构特征的平板模拟件,开发了带温度梯度的蠕变加载试验装置,进行了内外壁温度差为200℃(760/560℃)以及760、980℃均温条件下带孔与不带孔二元隔热衬套模拟件的蠕变试验。研究表明:在均温与温度梯度环境下带孔模拟件蠕变寿命均高于无孔试样的,带孔试样的蠕变变形显著低于无孔试样的。

摘要：轴承腔滑油泄漏直接影响航空发动机的安全性,而现有研究缺乏引气条件对轴承腔滑油密封性能的探索。设计搭建轴承腔密封间隙油气两相泄漏流动特性试验装置,建立轴承腔油气两相泄漏流动特性数值求解模型,在数值与试验结果相互验证的基础上,研究轴承腔密封间隙油气两相分布状态与临界封油特性。研究表明:供气压强高于临界封油气压时,滑油与封油气体在油腔内混合形成复杂的油气两相状态,滑油油位越高,油气两相混合区域越大;供气压强低于临界封油气压时,滑油流入密封间隙,油气交界面状态呈现波状或条状,滑油流入气腔后首先呈现股状下流,而后呈膜状渗流。密封间隙由0.05 mm增加至0.20 mm,临界封油气压增加221.5%;滑油油位由30 mm增至120 mm,临界封油气压增加129.2%。滑油油位通过影响滑油加速度、密封间隙通过影响滑油加速度和节流效应对滑油泄漏流动产生影响。研究内容为轴承腔密封间隙泄漏流动特性分析与临界封油气压判定提供理论依据。

摘要：针对航空发动机试车台架设计周期长、效率低的问题,从成本控制和资源重用出发,提出面向资源重用的试车台架多目标优化设计方法。在分析航空发动机试车台架特点及快速配置需求的基础上,构建了以生产成本、生产时间和产品寿命均衡性为目标的试车台架配置多目标优化模型。通过混合深度优先搜索算法(DFS)的改进遗传算法(INSGA-Ⅱ)求解了试车台架设计模块的可配置解集,并采用TOPSIS法求解得了最优可配置设计方案。通过算法效果比较,以及某航空发动机高空模拟试车台架快速设计实例分析,说明了所提方法的可行性和有效性。

摘要：面向航空发动机测试等恶劣复杂测试环境中动态压力测试需求,本文从芯片及封装结构设计、性能模拟仿真、器件制作工艺及传感器动态性能测试方面对碳化硅(SiC)高温压力传感器动态性能进行了系统研究。仿真结果表明:传感器频响为32.4kHz,上升时间为40μs。测试结果表明:传感器的频响不低于5kHz,上升时间为93μs。此传感器具有动态响应频率高、冲击信号响应速度快特点,为航空发动机内脉动压力测量提供了技术支持。

摘要：针对高空台多任务模拟试验对飞行环境模拟控制系统所提出的高品质、高精度、强抗扰的迫切需求,设计了一种基于障碍李雅普诺夫函数的高空台进气环境模拟指定时间抗扰控制方法。建立了包含进气系统管道容腔和调节阀执行机构的高空台受控对象模型,并在此基础上进行了仿射形式推导和解耦设计。针对高空台强非线性、强扰动的特性,设计了以指定时间收敛的抗扰控制方法;同时为了抑制推力瞬变过程中系统状态剧烈变化,引入了障碍李雅普诺夫函数对压强和温度误差分别进行限制。在高空台多任务模拟试验控制仿真中,该方法可使压强和温度的绝对积分误差比线性自抗扰控制方法小89.5%和88.9%,在剧烈受扰后调节时间短10.4%和9.0%,而且相比于常规的指定时间方法能够满足所设定的状态误差约束。结果表明,基于障碍李雅普诺夫函数的指定时间抗扰控制方法能够进一步提升多任务模拟试验中的控制精度、调节速度以及抗扰能力。

摘要：声表面波传感器可以实现无线无源工作,该特性使其在高速旋转部件测试中有重要的应用前景。利用硅酸镓镧压电晶体设计并制备了谐振型SAW传感器,研究了其应变敏感特性,并成功应用于转子叶片应变的无线测试试验。结果表明,所制备的SAW传感器的谐振频率为217.794 MHz,品质因子达到5807,应变灵敏度为-317 Hz/με。在3000~15000 r/min转速下,无线测试了转子叶片应变,测试结果与电阻应变计测量结果及有限元仿真计算结果基本一致。研究结果可以为SAW传感器在高速旋转设备的无线测试工程应用提供参考。

摘要：高空舱进气环境压力模拟控制系统在发动机开展过渡态试验中存在强气流扰动及大量随机噪声干扰,为此,提出新型非线性状态误差反馈函数xal及在结构上引入总扰动状态变量反馈环节来设计扩张状态观测器算法(记作xal-ESO),并以此提出基于xal-ESO的高空舱进气环境压力模拟新型自抗扰控制方法。借助数值仿真对比所提出的xal-ESO与常见ESO在状态与总扰动方面的估计能力,结果表明xal-ESO能有效抑制系统输出噪声并取得较好的估计品质。基于系统核心设备模型搭建高空舱进气环境压力模拟仿真平台并进行工程试验,对比了基于xal-ESO的自抗扰控制与当前工程中使用的线性自抗扰控制的进气环境压力控制效果,试验结果显示线性自抗扰控制方法受噪声影响明显,而所提出的新型自抗扰控制方法在发动机过渡态试验中跟踪进气压力时超调量降低了58.70%,稳态误差降低了95.71%,表明该方法能够有效提升高空舱进气环境压力模拟效果,提升发动机过渡态性能评价的准确性。

摘要：针对150 kN级大涵道比涡扇发动机总体性能参数匹配设计问题,以A340-300飞机对发动机的任务需求为例,采用基于飞/发性能一体化快速迭代优化方法,将飞机/发动机一体化设计与发动机总体性能优化设计进行耦合迭代,对多约束条件下的大涵道比涡扇发动机总体性能方案进行优化设计。结果表明:在保证发动机满足飞机任务需求和任务载荷要求,以及发动机尺寸、质量、污染排放要求等约束条件下,飞机的最大起飞质量较初始方案减轻约14.33%,较A340-300飞机的最大起飞质量减轻约8%~9%;燃油消耗量较初始方案减少约20.6%;在保证发动机与飞机良好匹配性的前提下,通过飞发优化迭代使发动机和飞机的设计难度都有一定程度地降低。采用的研究思路与方法是合理、可行的,具有工程实用价值。

摘要：发动机试验是航空发动机开发与设计中的重要环节,空气管道系统作为发动机实验测试系统,发挥着重要作用。该文针对传统的人工调节先输出后反馈再控制的策略存在控制滞后、依赖调节经验的问题开展控制策略研究。构建压力试验系统的参数预测神经网络模型;以试验系统的目标压力和目标流量为依据,约束阀门调节方向,遍历所有的阀门开度生成策略表;将策略输入到预测模型,利用预测结果结合策略选取规则,得到最终的阀门调节策略。经过仿真与试验测试,该文提出的阀门调节策略将试验控制效率至少提高了30%,并且流量、压力控制精度优于1%。

摘要：为了研究Si/Yb_(2)Si_(2)O_(7)涂层在1350℃条件下的抗热冲击和抗热冲刷性能,首先在SiC_(f)/SiC复合材料上采用真空等离子喷涂技术制备了Si/Yb_(2)Si_(2)O_(7)涂层,并采用金相、物相、SEM、EDS、燃气热冲击设备和燃气热冲刷设备对试样进行了结构及性能表征。结果表明:涂层与SiC_(f)/SiC复合材料的结合强度为25.01 MPa。经过1350℃燃气热冲击1000次,1350℃、550 m/s燃气热冲刷1 h后,Yb_(2)Si_(2)O_(7)涂层的表面物相均主要为Yb_(2)Si_(2)O_(7)、Yb_(2)SiO_(5)、Yb_(2)O_(3)和SiO_(2),抗热冲击和抗热冲刷2项性能测试结果均达设计要求。涂层结合强度很高,复合材料、Si层和Yb_(2)Si_(2)O_(7)层耐高温且热匹配性能较好,且面层的抗燃气腐蚀能力很强,是涂层热冲击、热冲刷性能良好的主要原因。燃气热冲刷的燃气燃烧时间比燃气热冲击的总时间短,且热冲刷为恒温连续冲刷,无冷热的剧烈交替变化,故燃气冲刷后涂层边缘处靠近工装装卡的地方未见明显开裂,且连续冲刷后的黑色烧蚀区域较燃气热冲击的面积小。