针对无人机用涡喷发动机转速不跟随油门问题,建立了发动机转速不跟随油门故障树并进行了故障机理分析。基于地面故障复现试验和试飞故障数据,对起动自动器活门及薄膜压力的变化关系进行了分析,确定了故障原因在高空副油路单独供油情况下,起动自动器活门打开,大量放油,造成局部低压腔压力升高,液压延迟器作动失效,导致故障发生。根据故障原因提出了取消放气窗的解决措施,并通过试飞验证了措施的可行性和有效性。研究成果为发动机燃油系统排故积累了经验,也为发动机燃油系统设计和生产优化提供了参考。

针对航空发动机液压延迟器研制、生产过程中实际问题,应用逆向设计思路,通过分析该液压延迟器结构原理和对应的试验参数要求,建立简化模型,并结合理论计算、对比试验、AMESim仿真等手段得出了符合工程实际的结论。结论表明在满足产品可靠性的基础上,原技术指标不合理,给出的修正技术指标可解决设计指标和工程实践的差异问题。研究成果可为设计完善该型航空发动机液压延迟器组件泄漏试验提供依据,也能为同类结构的零组件设计、改进和工程排故提供参考。

针对压气机试验系统中影响效率参数测量的主要因素,开展了出口热电偶反串测温和前置齿轮箱机械损失标定试验,验证了热电偶反串测温方法应用于压气机低压比小温升工况效率测量的有效性,获取了齿轮箱机械损失改进修正系数随转速的变化规律。试验结果表明:小温升工况下,压气机温升效率对出口总温测量误差的变化非常敏感。与常规测温方法相比,热电偶反串测温方法实现了压气机温升的直接测量,在低压比小温升工况效率参数测量上具有明显优势。齿轮箱机械损失对于压气机扭矩效率测量具有显著影响,中低转速时简化修正系数会导致安装齿轮箱后的压气机扭矩效率测量结果偏高,采用改进修正系数可以提高压气机扭矩效率测量的准确性。

根据涡喷、涡扇发动机进气加温试车时所需的进气流量、进气温度及其温度场要求,对试车台进气加温装置气动性能进行了数值分析。在此基础上,根据发动机使用工况,对进气加温装置"热态"、"冷态"工况下的流场性能进行数值分析。分析发现,"热态"工况下,出口平均温度为464.0 K,不均匀度为2.11%;"冷态"工况下,气流经过进气加温装置总压损失为577.5 Pa,对发动机进口流场影响很小。计算结果表明该进气加温装置具备良好的工程应用价值。

利用数值模拟方法,研究了双级涡轮环境下常规凹槽叶尖和吸力面肋条尾缘开缝凹槽叶尖对泄漏损失的影响。基于叶尖端区流动结构,探讨了吸力面肋条尾缘开缝凹槽几何对叶尖泄漏损失的影响及上游凹槽叶尖对下游气动损失的影响机理。结果表明,相比常规凹槽叶尖,吸力面肋条尾缘附近合理的开缝结构不仅能增强刮削涡对泄漏流动的控制作用,而且还能减小叶尖中下游泄漏流与主流的夹角,对涡轮级气动性能的提升更加有利。在双级涡轮环境中,第一级转子凹槽叶尖对第二级涡轮气动性能的作用不可忽视。第一级转子凹槽叶尖通过控制泄漏涡的发展降低下游静子机匣边界层速度梯度,从而减弱了静子机匣通道涡强度,进而减小了第二级静子气动损失。

简要概述了冲压空气涡轮系统在CE-208B飞机上的挂装方案。基于经典的叶素-动量理论,利用Matlab软件计算了试验条件下涡轮叶片的气动特性,得到了对飞机产生的附加力和力矩,然后采用类比法和保守估算法计算分析了挂装冲压空气涡轮后飞机的升阻特性和力矩特性。研究表明,挂装冲压空气涡轮后,飞机的阻力略有增加,飞行性能无明显下降,飞机仍是纵向静稳定的,不会产生过大的滚转角;冲压空气涡轮在CE-208B飞机上挂飞的设计方案合理可行,为后续冲压空气涡轮在真实环境下的试验奠定了基础。

利用数值模拟方法,对前部分冠、后部分冠及前&后部分冠结构的气动性能进行了对比分析,指出了各部分冠泄漏损失的特点和来源,以及不同气动条件下部分冠的泄漏特性。结果表明,与全冠相比,前部分冠增加了因泄漏量增大而产生的额外间隙内部损失及机匣通道涡增强产生的额外掺混损失,后部分冠则增加了因出口腔内周向旋涡增强引起的额外腔内损失及其与主流的掺混损失,前&后部分冠泄漏损失大致是前部分冠和后部分冠对泄漏损失影响的综合结果。叶栅出口马赫数较大时,前部分冠结构更有利于控制泄漏损失;叶栅出口马赫数较小时,后部分冠结构更有利于控制泄漏损失。

为提升一体化涡轮过渡段的气动性能,并掌握一体化涡轮过渡段气动优化技术中的关键点,对基于三维CFD与智能算法的一体化涡轮过渡段的气动优化技术开展了研究。结果表明:对优化前过渡段流动特征的分析和认识,是识别主要优化变量、取得较好优化效果的必要前提;过渡段几何参数化的优劣取决于初始模型的构建,初始模型的构建应以对优化前过渡段几何特征的分析为基础;对于原始叶片几何为6个径向截面的过渡段,采用径向3截面相比径向6截面进行参数化拟合,虽然参数化效果稍逊,但能有效减少拟合的参数数目,并消除优化结果叶片几何沿径向的扭曲。只对流道、只对叶片、同时对流道与叶片进行优化的过渡段,其总压损失降低效果分别达到0.49%、0.56%、1.12%。

首先梳理了国外桨扇设计方法及风洞试验验证情况,并从已有的研究结果中归纳出,在巡航马赫数超过0.70条件下,先进对转桨扇的推进效率可达85.0%以上,且基本解决了气动设计问题,噪声水平也得到明显降低。其次介绍了国外桨扇发动机验证机或型号的桨扇部件研制进展,以及相关地面或飞行试验验证情况。最后分析了未来国际上桨扇发动机的研制趋势。可为我国未来对转桨扇技术的发展提供参考。

齿轮振动信号常表现出明显的非线性和非平稳特征.为有效提取齿轮振动信号的特征信息,将自适应信号分解方法-局部均值分解用于齿轮振动信号的分析.使用局部均值分解对三种状态的齿轮振动信号进行分解,得到一组PF分量,并对PF分量进行频谱分析.分析结果表明,局部均值分解完成了对齿轮振动信号的有效分解,各PF分量的幅值谱获得了不同状态齿轮振动信号的特征谱线,实现了对齿轮状态特征的准确提取.