针对双滑阀副活门的卡滞现象,应用流固耦合的仿真方法,分析了双滑阀副活门的内部流动和关键零件的受力,总结了不同进油口尺寸、阀套油口结构对阀腔内流场和阀芯径向力的影响规律,获得了活门开启过程中弹簧座倾覆角度的范围。结果表明,增大进油口尺寸和阀套孔数量、减小阀套孔直径和弹簧座的运动自由度,可以降低油液的流速和液压冲击,使阀芯圆周方向的压力分布更加均匀,提高阀芯所受径向力的平衡性。据此对活门结构进行改进,并通过试验进行验证。验证结果表明,将双滑阀副活门的进油口直径改为8 mm、阀套孔数量改为6个、阀套孔直径改为4 mm、取消阀芯与弹簧座的点接触形式后,阀芯在2种工况下至少能够经过600次反复切换,且阀芯表面无任何划痕,改进后的双滑阀副活门完全满足设计要求。

数值研究了四种亚声叶型前缘(平钝前缘,尖锐前缘,偏压力面前缘和偏吸力面前缘)形状偏差对压气机气动性能的影响。结果表明:四种偏差叶型的最小损失系数与原型相近,平钝前缘在叶根处的低损失攻角范围最小(降低了21.02%);偏压力面和偏吸力面前缘的角度范围与原型接近,但偏压力面前缘的负攻角范围减小,偏吸力面前缘的正攻角范围减小;尖锐前缘低损失攻角范围与原型相近。前缘形状偏差影响堵塞流量,偏压力面前缘堵塞流量降低最多(降低了0.80%);尖锐前缘和偏压力面前缘喘点压比与原型相近,平钝前缘和偏吸力面前缘喘点压比略低,各方案最高效率值相近;平钝前缘偏差对前缘马赫数分布影响最大,前缘形状偏差对进、出口相对气流角和叶片D因子影响不大。试验中应避免使用平钝前缘偏差叶型,或同一排叶片安装偏压力面与偏吸力面前缘偏差叶片。

在前期研究的基础上,将三维轴流式透平叶栅参数化方法发展为基于非均匀有理B样条(NURBS)技术的新型叶栅参数化方法。此方法在对叶栅型线进行NURBS曲线拟合的同时,将叶栅各截面重心及安装角也纳入参数化范围,大大扩展了优化设计空间。基于此,应用离散伴随气动优化设计系统,对Aachen第一级静叶栅在无粘、大负攻角流动条件下,以降低叶栅进出口总压损失为目标进行了全三维气动优化设计。优化后叶栅总压系数提高了1.64%,通道内的流动分离状况得到了有效改善。此外,对优化过程是否添加质量流量约束进行的研究表明,约束条件对优化效果有较大影响,实际应用中应根据需要进行具体的优化设置。

基于30 MW级燃气轮机增压机组动力涡轮设计要求及其研制特点、难点,在注重强度寿命的前提下开展了高速动力涡轮及排气系统的气动设计。完成了两级高速动力涡轮的一维方案设计、叶片造型设计和排气系统设计,并进行了准三维分析和全三维流动评估。动力涡轮直接串装燃气发生器,开展了燃气轮机整机工厂性能试验。试验结果表明:该动力涡轮气动效率和排气段总压恢复系数均超过指标要求,燃气轮机整机热效率超过设计要求0.6个百分点。

叙述了对瑞士422M型三坐标测量机测头装置、显示方法的改进和获得最佳测量效果的途径。

叙述气冷式梳状热电偶在主燃烧室出口高温燃气测量中的导热误差、辐射误差和速度误差，实验表明，气冷式梳状热电偶的测温误差在实验温度范围内小于4%。

以高负荷两级风扇为对象,采用数值模拟方法研究了静子周向限位失效对风扇气动性能的影响机理。比较分析了不同失效转速和不同失效级对其气动性能的影响程度,归纳总结了静子限位失效对压缩部件气动性能的影响规律。结果表明静子周向限位失效将造成静子叶排产生一定的轮缘速度,影响自身的进出口气流角、流通能力和损失特性,以及级内和级间的匹配状态,导致压缩部件的流量减小,压比裕度降低,温升效率提高;此外还将改变压缩部件各级加功量的分配和流场特征的分布,导致级间原有的匹配失谐。静子周向限位失效的影响范围受上下游参数传递特征的限制,仅局限于上游相邻的转子叶排和下游转静子叶排。与前排静子限位失效相比,后排静子限位失效对风扇气动性能的影响程度相对较小。

针对常规压气机进气压力畸变试验中采用多组插板、多组安装距离进行逐一尝试，导致试验效率低的问题，收集整理并统计了6台套压缩部件进气压力畸变部分参数的变化规律。利用插板前马赫数作为基准，初步得到不同插板安装状态下综合畸变指数随进口马赫数的关联模型。利用该模型对各种试验状态下的畸变指数进行预测，准确度基本能达到14.0%，为压缩部件进气压力畸变试验插板布局方案的制定提供了参考依据，并可提高试验效率。另外，关联模型还揭示，相比于气动界面与插板距离，插板深度对畸变流场的影响更大。

采用数值模拟研究方法,结合工程加工及验收过程中的实际,开展了叶片端壁倒圆结构在典型工况下对小叶高叶栅气动特性的影响研究。结果表明:在倒圆半径不变的条件下,随着叶片高度的增加,小叶高叶片在相对叶高0.50~0.95区间内的能量损失显著减小,在叶片尾缘相对叶高0.70处低能尾迹的影响区域明显减少,流场马赫数均匀性更好。在叶片高度不变的条件下,随着倒圆半径的增大,小叶高叶栅通道出口质量流量呈加速减小趋势,通道中二次流强度出现提前增大现象,叶型总能量损失系数出现先减小后增大的变化趋势。

利用卡氏定理推导了航空发动机轴间径向-端面接触式密封环上三种作用力(切口处端头切向作用力、距切口90°位置的直径方向作用力和整个圆周弧长上的均布载荷)及其引起的端头位移。研究发现,径向-端面接触式密封环安装后单位周长弹力与直径方向弹力的关系与文献给出的计算方法有差异,主要原因是航空发动机轴间径向-密封环所用材料为碳石墨,其弹性模量较低,较小的端头切向作用力也可引起较大的端头位移。为此,在加工、装配、分解检查过程中,应避免使用压缩空气吹除轴间径向-端面密封环表面的磨损碎屑以及其他异物。