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考慮燃氣腔影響的燃燒室聲學模態特性數值仿真————作者：張澤昊;董立寶;趙粒優;郭康康;龐建國;

摘要：基于計算氣動聲學（CAA）/低階熱聲網絡耦合方法開展了含燃氣腔燃燒室聲學模態特性數值仿真，計算獲得了燃燒室主要聲學模態的特征頻率、阻尼率及聲壓分布云圖，驗證了該耦合算法精度與效率，并對比分析了燃氣腔對聲學模態特性的影響。結果表明：考慮燃氣腔影響后，燃氣腔會與燃燒室聲壓分布相互耦合，導致燃燒室一階橫向、縱向模態阻尼率下降24.5%、16%，但對其特征頻率影響不明顯；另外，相比于常規計算氣動聲學法，耦...

高溫氣體密封技術研究進展與變馬赫數噴管應用分析————作者：牛君豪;郭永博;張德龍;王路凱;

摘要：綜述了航空航天領域高溫氣體密封技術，包括耐高溫膠粘劑、高溫靜密封、高溫動密封技術及其泄漏理論、性能測試技術。歸納了國內外高溫氣體密封技術的主要研究成果，并分析了其在極端工況下高溫變馬赫數噴管大尺寸密封系統的適用性和優化潛力。近年來，耐高溫膠粘劑的耐熱性能提升、高溫氣體密封結構的改進、密封件的回彈性能、泄漏性能及耐磨性實驗研究，以及高溫氣體密封件泄露模型的建立和密封性能測試平臺的開發等方面取得了顯著...

小型渦噴發動機噴管面積對發動機性能的影響研究————作者：孟琰;申力鑫;蔣朝虎;曾陽;陳志華;杜海;

摘要：為了研究噴管出口面積變化對小型渦噴發動機性能的影響，選取一臺某型100 daN級渦噴發動機為是實驗對象，探討其在33000～60000 r/min轉速范圍內，在恒定轉速和恒定燃油流量兩種工況下的響應特性。基于實驗數據建立了量化發動機參數間耦合效應的數學模型并提出了優化策略。結果表明：在 54000 r/min恒速工況下，當量面積比（EAR）從1.24降至0.85，可使靜推力提高107%，出口排氣溫...

漸縮型沖擊孔對靜葉前緣沖擊冷卻性能的影響————作者：劉雨松;朱華;嚴彪;李亮;

摘要：為探究漸縮型沖擊孔的布置對靜葉前緣沖擊冷卻流動傳熱的影響，在12個標準沖擊孔的不同位置布置漸縮型沖擊孔建立3種新型沖擊冷卻結構。采用ANSYS CFX對四種模型進行計算，分析四種結構流動傳熱特性及綜合傳熱性能。結果表明：漸縮型沖擊孔能減小工質流動阻力且漸縮型沖擊孔個數越多流動阻力越小；僅在下游布置6個漸縮型沖擊孔的冷卻結構靶面上傳熱效果最好且靶面傳熱也最均勻。標準沖擊孔和漸縮型沖擊孔交替布置的冷卻...

基于混合視覺的封嚴蜂窩復雜磨痕量化評估方法————作者：張鵬飛;徐茂程;趙罡;

摘要：提出了一種基于混合視覺的封嚴蜂窩磨痕測量數據自適應處理與量化評估方法，考慮蜂窩磨痕的邊緣模糊及截面復雜的特性，通過點云和圖像的融合分析實現了蜂窩磨痕的自適應識別、特征提取與量化評估。在點云數據中，根據蜂窩結構的先驗幾何特征，對實測點云進行重新定位與主平面提取，實現測量坐標系與理論坐標系的位姿對齊；在圖像數據中，通過圖像形態學算法解決蜂窩空洞較多、深孔等干擾下的蜂窩區域精準提取問題，實現劃痕幾何的量...

雙噴口射流沖擊高速旋轉圓盤的換熱研究————作者：唐淼;劉振剛;呂亞國;劉振俠;楊智雄;吳丁毅;

摘要：為了分析射流溫度、圓盤轉速、射流流量和盤面溫度對旋轉圓盤換熱的影響規律，采用數值模擬方法研究了雙噴口滑油射流沖擊高速旋轉圓盤的兩相流動及換熱特性。結果表明：射流溫度從323K升高到423 K，使得面平均努塞爾數增大了28.54%；當盤面轉速由4000 r/min提高到10000 r/min時，面平均努塞爾數隨著轉速的提升減小了10.61%，但轉速對有效換熱面積的影響是有限的，故在12000 r/m...

航空發動機套齒結構內摩擦動力學特征研究————作者：王彤;王儼剴;王掩剛;王得龍;

摘要：套齒結構因具有高可靠性和扭矩傳遞補償能力，廣泛應用于航空發動機傳動系統，但其內摩擦失穩問題易引發轉子振動突增，威脅飛行安全。針對某型直升機渦軸發動機套齒結構內摩擦故障，通過理論建模、數值仿真與試驗研究相結合的方法，系統揭示了內摩擦失穩的動力學特征與穩定邊界。基于運動分析建立了帶套齒轉子的非線性動力學模型，推導了跳躍門檻與失穩門檻的解析表達式，理論揭示了失穩振動幅值突降/突增及次諧波成分的產生機理。...

螺栓連接防松膠扭拉關系、黏接性能與振動試驗研究————作者：張忠偉;王星潔;劉檢華;鞏浩;黃嘉禹;

摘要：為了滿足航空航天產品的高可靠服役要求，工程中廣泛應用各種螺紋防松膠，但是，當前缺少對螺紋防松膠固化黏接強度和防松性能，以及涂覆防松膠對螺栓連接扭拉關系影響規律的系統研究。選取2類共計5種典型螺紋防松膠作為研究對象，分別將其應用于M8合金鋼螺栓螺母，以及M5鈦合金螺栓與不銹鋼螺母連接結構，研制了專用的試驗工裝，采用控制變量思想詳細設計了試驗內容，應用扭拉試驗機和振動試驗機分別測試了涂覆防松膠的螺栓螺...

高超聲速飛行器前緣氣動熱固態溫差發電技術研究————作者：熊屠安;林尚超;何淼生;周志超;劉洋;

摘要：針對高超聲速飛行器氣動熱回收問題，對鈍頭體飛行器前緣固態溫差發電技術展開了研究。構建高超聲速鈍頭體與熱電器件的多物理場耦合計算模型，模擬實際高空飛行環境中熱電器件的輸出情況。通過地面平臺測試與風洞試驗，驗證模型計算的準確性，研究熱電器件在不同環境下的輸出性能。針對不同材料與結構的熱電器件進行了對比研究。研究結果表明：熱電器件能夠有效地將飛行器表面氣動熱轉化為電能；模擬實際高空飛行器中單個器件最大輸...

高超聲速飛行器艙內隔熱材料研究進展————作者：黨文偉;李曉升;李鯤;趙金龍;

摘要：高超聲速飛行器技術的快速發展對艙內隔熱材料提出了更高的要求，輕質高效的隔熱材料是保證飛行器內部電子儀器、電氣設備等正常工作的關鍵。闡述了高超聲速飛行器艙內隔熱材料在熱傳導、熱對流、熱輻射傳熱模式下的工作機理及其導熱系數測試方法，介紹了泡沫陶瓷隔熱材料、有機泡沫隔熱材料、纖維隔熱材料及氣凝膠隔熱材料的研究現狀。結果表明：不同的隔熱材料因其結構差異而表現出不同的隔熱機理和傳熱形式，通常經理論數學模型計...

底部凹腔加側開孔減阻研究————作者：崔文瑤;郭德春;

摘要：為了研究高速來流下底部凹腔加側開孔的減阻效果，采用數值計算對帶有底部凹腔及側開孔的旋成體進行了模擬。研究了側開孔的孔徑、孔傾斜角、開孔位置、開孔數量幾個因素對減阻效果的影響規律。結果表明：孔徑的影響規律非線性且存在最優解，隨孔徑增大，減阻效果先增強后減弱。孔傾斜角越小，減阻效果越差。開孔位置離凹腔底部越近，越有利于流動再附于底部，減阻效果越好。周向位置對減阻效果影響較小。開孔數量越多，本質上相當于...

考慮氣穴效應的軸承腔石墨封嚴結構滑油流動與泄漏特性研究————作者：任國哲;唐洪媛;燕陽;徐文峰;孫丹;

摘要：為探究石墨封嚴結構對滑油流動與泄漏特性的作用機理，對常規石墨封嚴結構提出四種開槽方案，深入探究考慮氣穴效應情況下，不同結構參數和工況參數對軸承腔石墨封嚴間隙中滑油流動特性的影響規律。研究結果表明，未考慮氣穴效應時，在低于飽和蒸汽壓力情況下，液態滑油氣化的影響被忽略，導致封嚴間隙內出現壓力為負值的現象，此時有悖于客觀實際。而考慮氣穴效應后，封嚴間隙壓力為負值現象消失，因此在研究石墨封嚴間隙滑油流動特...

熱葉柵中雙層壁冷卻渦輪葉片表面氣動傳熱特征測量————作者：張帥;曾軍;方弘毅;陳阿龍;鄒遠祿;

摘要：針對采用E3發動機高壓渦輪導葉葉型面和典型沖擊-氣膜雙層壁冷卻結構的綜合冷效試驗件，在柵前總溫1073K、柵前總壓0.9MPa高溫高壓狀態氣熱耦合扇形葉柵環境下開展葉表氣動和傳熱特征分布測量試驗研究。通過優化設計試驗段主氣流道，合理布置溫度、靜壓測試葉片，實現中間葉片和相鄰葉片良好的主氣周期性特征，進而在單次氣熱耦合綜合冷效試驗中同時獲得有效的試驗件葉型面等熵馬赫數分布和溫度分布。試驗測量得到流量...

綜合考慮罩量和冷熱態關系的葉片優化方法————作者：葉文明;陳帝云;李世峰;趙姝帆;王國良;邱名;

摘要：為解決傳統罩量調整和冷熱態換算方法可能會導致的冷態葉型強度儲備等性能偏離設計指標的問題，提出了一種將葉片罩量調節和冷熱態換算結合的優化方法。該方法包含罩量調整和冷熱態葉型換算兩個小循環以及一個大循環，其中，罩量調整和冷熱態換算的核心思想分別為基于葉片變形規律的重心修正和基于關鍵數據點變形的坐標換算，此外，大外循環以冷態葉型的分析結果作為優化目標、罩量調整的結束判據作為優化變量。結合UG自動建模、A...

二/三維穩定性模型失速預測能力對比研究————作者：秦宇奇;薛飛;王慶勇;覃海起;王掩剛;

摘要：準確預測壓氣機失穩邊界從而保證其結構完整性是國內外壓氣機設計者所面臨的重大問題，本文以NASA Rotor35轉子以及雙排軸流對轉壓氣機為研究對象，首先評估了二維模型對單排及多排轉子失速起始點的預估能力。結果顯示：對于NASA Rotor35轉子，二維模型得到的失速點流量與實驗結果之間的相對誤差為1.87%；對于雙排對轉壓氣機，該模型與數值計算結果相差5.9%。針對二維模型在對轉壓氣機失速預測精度...

基于粒子群算法的熱流辨識方法研究————作者：朱新新;王輝;楊慶濤;楊凱;

摘要：針對不同材料模型表面熱流辨識問題，通過引入熱物性特征系數，基于能量守恒原理和傅里葉傳熱定律推導了雙點測溫熱阻式熱流傳感器辨識熱流的通解，提出了一種采用粒子群算法優化求解雙點測溫熱阻式熱流傳感器通解的方法。為了說明該方法的有效性，建立雙點測溫熱阻式熱流傳感器仿真傳熱模型，分別對銅、高溫合金、碳化鋯三種材料制作的傳感器的熱物性特征系數進行優化求解，得到了三種材料傳感器熱流辨識的具體求解方法。然后結合三...

非定常氣動載荷場融合建模方法探索及驗證————作者：丁軒鶴;粟華;龔春林;王子一;楊予成;

摘要：飛行器虛擬飛行試驗涉及氣動、結構等眾多高精度學科模型的多物理場仿真，準確快速的非定常氣動載荷場計算是其關鍵制約因素。目前基于計算流體力學的非定常氣動力計算成本十分昂貴，為了提升高精度非定常氣動載荷場的計算效率并保證計算精度，本文基于Co-Kriging模型和POD場量降階，提出一種基于多源數據融合的高效非定常氣動載荷場預測方法。以4%厚度圓弧翼為測試對象，通過綜合當地流活塞理論計算得到的低精度載荷...

基于遷移學習的結冰風洞試驗冰形預測方法————作者：任宇鵬;王強;屈經國;彭博;岳靜;易賢;

摘要：高精度結冰風洞試驗冰形數據是開展航空飛行器結冰安全評估的重要輸入條件。依托結冰風洞獲得的結冰冰形數據精度及準確性高，但試驗費用昂貴。基于深度神經網絡的冰形預測方法為快速獲取冰形特征提供了有力的手段。目前有效的基于深度神經網絡的結冰預測方法通常針對數值模擬冰形進行預測，缺乏風洞試驗冰形的預測方法。針對該問題，提出了一種結合遷移學習與神經網絡的方法來實現對風洞試驗冰形的預測。該方法首先基于數值模擬冰形...

燃料分布對鈍體火焰燃燒不穩定邊界影響的試驗研究————作者：趙航;劉勇;葛鑫坤;張祥;趙妍;

摘要：為研究加力燃燒室中多噴嘴鈍體結構下燃料分布改變對鈍體火焰的燃燒不穩定性影響，以模型加力燃燒室為研究對象，對不同噴嘴數量、不同進氣速度下鈍體非預混火焰不穩定燃燒的振蕩邊界變化規律開展了研究。對試驗結果采用FFT頻譜、峭度分析以及解構火焰圖像等方法進行分析，重點研究了不同噴嘴數量下燃料分布的改變對鈍體模型燃燒室振蕩邊界的影響規律。試驗結果表明：隨著鈍體噴嘴數量的增加，系統由穩定燃燒過渡為振蕩狀態的臨界...

多壓電膜包覆式合成射流激勵器的結構設計與性能分析————作者：宋磊;黃煥貞;汪偉;方劍;

摘要：壓電式合成射流激勵器通過噴口處生成的非定常渦環射流可產生一定推進力，然而其有限的射流能量制約了在飛行器推進系統中的應用，因此需要對其結構進行優化設計，以獲得更佳的射流性能。本文首先開展了流—固—電多物理場耦合仿真計算，對壓電式合成射流激勵器的瞬態流場特性進行了系統模擬。基于壓電振子振動特征分析，提出表面利用率優化指標，進一步設計出多壓電膜包覆式合成射流激勵器。針對立方體、截角八面體及截角十二面體三...

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