简介：为保证新研制的导向叶片在发动机上可靠工作，须先对其进行冷效试验，以验证气膜冷却的气动参数、几何参数对冷却效果及涡轮气动性能的影响。试验件结构设计中根据相似原则，采用单层干烧结构，并采用UG参数化建模和装配、间隙分析减小装配误差和干涉，提高了冷效试验效率。试验件内温度场、压力场较好，具有良好的耐温性、密封性；试验件设计中，配合更换试验件耐热材料，较常规水冷式试验件结构简单，且加工周期缩短一半，造价减少约60%。

简介：使用NUMECA软件对某型超音速两级冲击式涡轮进行了全三维定常湍流流场计算,分析了计算结果。以此为基础,通过修改叶型得到性能较高的涡轮叶型设计,并对比了优化前后涡轮内部流场。以三维计算结果为基础,分析涡轮内部流动损失,在保证氧涡轮原有机械结构不做大的改变、输入条件不变的情况下,对涡轮叶型进行优化研究。以叶型参数为变量,以总静效率(在总总效率的基础上考虑余速损失而得)为目标函数,通过反复修改各个叶型参数,然后对每次修改过的叶片进行三维计算,通过比较涡轮总静效率大小判断叶型优劣。通过优化,获得了效率更高、做功能力更强的涡轮叶型。研究成果对工程研制有一定的指导意义,总结的涡轮气动设计及优化方法,对涡轮的设计具有借鉴作用。

简介：建立不同结构参数的柱面气膜密封跑道数值分析模型，基于FLUENT软件计算密封的泄漏率和气膜浮升力，采用正交试验法确定柱面气膜密封性能仿真试验方案。根据多指标正交仿真试验计算结果，采用多元线性回归方法建立人字槽柱面气膜密封跑道泄漏率性能指标的目标函数；运用MATLAB软件在各结构参数限定范围内求解其极值，并得到极值对应的结构参数；将优化后的结构参数构造的数值分析模型输入FLUENT中，对计算结果进行检验，证明了优化设计的可靠性。

简介：基于静电感应原理,结合航空发动机尾喷管结构和模拟实验环境要求,设计了一种用于气路荷电碎屑监测的静电传感器。通过荷电碎屑模拟实验,证明了该静电传感器监测荷电碎屑的有效性,并分析了碎屑荷电量、碎屑与探极表面相对位置对传感器输出的影响。结果表明：碎屑荷电量越多,传感器输出电压幅值越大;同一轴向位置,随着碎屑与探极表面径向距离的增大,传感器输出电压幅值迅速减小;碎屑与探极表面径向距离一定时,碎屑与探极末端轴向距离越大,传感器输出电压幅值越小。此外,还进一步分析了实验过程中一些难以避免的影响测量结果的因素。

简介：基于多级轴流压气机的逐级特性，建立了一种预估多级轴流压气机在均匀进气和周向畸变进气条件下的喘振边界的一维数值模拟方法。根据动态压缩系统模型，对一台两级风扇的喘振边界进行了数值预测，与基于李亚普诺夫理论的线化一维模型和试验结果的比较表明，该模型能较为准确地预估多级轴流压气机的喘振边界。对畸变进气条件下两级风扇稳定性进行的详细数值分析表明：进气总压畸变在流动过程中会生成总温畸变并伴随着总压畸变的衰减，进气总温畸变则会生成总压畸变并伴随着总温畸变的衰减；反向总温总压组合畸变进气时，畸变衰减快稳定裕度损失小，而正向总温总压组合畸变进气时，畸变衰减慢稳定裕度损失大。

简介：以国产大型客机C919配装的大涵道比涡扇发动机飞行试验为应用背景，研制了基于动态、稳态压力和总温参数集成测试的大尺寸进气道畸变测量耙。为评估和验证其角度、速度测量特性及参数测量精确度，进行了全尺寸量级的进气道测量耙风洞校准试验研究。结果表明：在马赫数0.2-0.6、攻角和侧滑角-20°-20°范围内，耙体压力测量相对误差小于0.5%，满足对大涵道比涡扇发动机进口流场品质和流量的测试技术需求。

简介：采用数值计算方法对氧化亚氮/丙烷（N2O/C3H8）发动机样机气液同轴离心式喷嘴的喷雾性能进行了研究,得到了环缝外喷嘴气相喷注压降和内喷嘴缩进深度对离心式喷嘴喷雾流场的影响.分析结果表明,较低的气相喷注压降（＜0.3MPa）会显著的影响液滴在流场中的蒸发速率以及流场流强、混合比、索太尔平均直径（SMD）和n值的分布;气相喷注压降从0.3MPa增加至0.6MPa,稳定喷雾流场液滴SMD和n值分别在2.41～1.68,2.03～0.98范围内变化并逐渐减小.内喷嘴缩进深度从0mm增加至6mm,稳定喷雾流场液滴的SMD和n值受其影响较小,均分别在1.70～0.94,2.36～0.99范围内波动.喷嘴的最佳燃烧区主要分布在下游轴向位置0.015～0.035m范围内并随着气相喷注压降的升高和内喷嘴缩进深度的增大逐渐靠近喷嘴出口.该设计喷嘴在发动机热试实验中表现出很好的性能.

简介：提出了液氧/空气/甲烷DRBCC(dualrocket-basedcombinedcycle)推进系统。在该系统中,引射火箭和纯火箭采用液氧/甲烷补燃循环系统。在引射火箭模态,液氧/甲烷富燃预燃过程工作,其富燃燃气作为引射源吸入和加热空气,并与空气补燃。在超燃冲压模态,液氧/甲烷富燃预燃过程产生的燃气可以增强超燃过程或作为超燃模态的燃料,降低超燃模态的技术难度。在纯火箭模态,液氧/甲烷闭式补燃循环系统处于全过程工作状态。因此,在DRBCC推进系统中,引射火箭、超燃模态和纯火箭模态高度融合和兼顾,并采用单一燃料,使液氧/空气/甲烷DRBCC推进系统具有良好的可实现性。

简介：飞行器中很多部件采用多层结构来提升力学性能，当这种多层结构遭遇高温环境作用时，由于各层材料参数不匹配，在这类结构中会产生很大的热应力，导致结构出现裂纹甚至发生破坏。为了更好的研究高温环境中各层结构的热应力分布情况，本文从理论角度推导了线性温度场作用时多层结构的热应力分布，进一步分析温度梯度、各层结构厚度改变后热应力的变化规律。

简介：针对航空发动机叶片与盘榫连接结构简化模型的微动失效形式，建立了基于临界平面法预测微动疲劳裂纹萌生的控制模型。该模型引入综合考虑多种微动疲劳影响因素的微动损伤参量CSE（微动综合损伤参量），建立了微动疲劳特性的分析流程，对微动疲劳裂纹的萌生方向、位置和寿命进行了估算。应用CSE控制模型，对失效的TC11钛合金微动疲劳试件的裂纹萌生进行预测，通过比较不同损伤参量的预测结果，验证了CSE预测裂纹萌生的有效性。

简介：采用流-固-热耦合计算方法，综合考虑离心载荷、温度载荷和气动载荷影响，对某改型发动机的风扇转子和风扇机匣进行数值分析，获得了发动机三个典型状态点下，风扇转子和风扇机匣的压力、温度及结构变形分布；通过对风扇转子和风扇机匣两者变形的叠加，获得了风扇叶尖径向间隙分布。计算结果显示：该型发动机在原型机设计点和转速最高状态下，风扇叶尖与风扇机匣内壁面发生碰磨；而在温度载荷最大状态下，风扇叶尖与风扇机匣内壁面始终存在间隙，这会影响到该状态点下的风扇效率，需在后续设计中予以考虑。

简介：研究液体火箭发动机的声学特性不仅对发动机故障识别与预报有重要意义,还会对液体火箭上的有效载荷工作可靠性产生影响。为此,对液体火箭发动机试验噪声进行测试分析就显得尤为必要。针对液体火箭发动机试验噪声的特点,提出了一种适用于液体火箭发动机试验的噪声测试方法,介绍了该噪声测试系统的原理和各组成部分功能。对某型号液体火箭发动机地面试验所产生的噪声进行了测量,结合所测得的噪声信号进行了时域与频域分析,对发动机周围噪声特性进行了研究,得出了发动机在试车台上的噪声分布特征,对液体火箭发动机的设计改进和地面试验台的降噪措施有一定参考价值。

简介：介绍一种多光谱光源及其在飞机无损检测中的应用。通过光混色及吸收反射性质，参考刑侦辨识痕迹案例，在不同颜色的材料和不同的损伤形式上采用不同的光波段进行检查与辨识，通过理论分析及现场试验，验证了方法的有效和优越性。

简介：由于Abaqus具有良好的非线性分析功能，非常适合进行各类非线性分析，尤其适合橡胶类超弹性材料的仿真分析。本文应用Abaqus软件对橡胶结构进行仿真分析，通过输入橡胶样件的单轴、双轴拉伸实验得到的应力、应变实验数据来拟合橡胶的材料参数，然后分别对橡胶结构进行了静力分析、扫频试验仿真分析，得到了橡胶结构的刚度曲线、固有频率及一些动力学特性，从而为橡胶结构的实际设计提供一定的参考。

简介：针对采集转子振动信号时信号中往往夹杂着噪声干扰的问题，提出了一种自寻优阈值的小波包降噪方法。该方法可对不同振动信号自寻优地设置阈值，且阈值的选取与所研究的信号有关而与信号长度无关；并根据采样定理计算不同转子转速对应的小波包分解的最低层数。对多种信号进行的降噪研究表明，该方法可有效降低转子振动信号中的噪声干扰。

简介：陶瓷基复合材料盖板式热防护系统是一种具有防热／承载-体化功能的新型热防护结构。本文在国外研究基础上，对盖板热防护系统进行了初步设计与分析，提出了盖板热防护系统设计方案，进行了相关热响应分析，并在热载荷与气动压力载荷联合作用下，进行了结构应力与变形分析，对盖板热防护系统静强度性能进行了初步评估。

简介：为研究叶片在不同攻角下引起的气流分离对叶栅出口气流紊流度的影响，借助动态压力测量设备和测试技术，完成了某扩压平面叶栅在进口马赫数为0.677，攻角分别为0°、-10°和＋8°三种典型工况下，尾迹非定常流动的测量。通过测量尾迹区域沿栅距方向和轴向的尾迹动态压力，并对动态压力数据进行时域分析，得到叶栅尾迹非定常流动的时均总压和压力脉动云图，揭示出尾迹区流动过程，同时还与叶栅的气动性能和气流稳定性进行了关联。