国家急需领域研究生教育综合改革的探索研究——以西北工业大学航空发动机领域研究生培养为例

航空发动机领域高层次人才是国家急需短缺领域,文章针对当前航空发动机领域人才培养与实践脱节、基础理论教学与工程教育分离的问题,对比分析国内外航空发动机行业人才培养模式,结合我国航空发动机高层次人才特征内涵,提出了基于产学研深度融合的航空发动机领域研究生教育综合改革的路径与若干举措。重点围绕国家对航空发动机领域人才的能力需求进行育人模式、课程建设、论文研究的改革与创新,切实推动航空发动机校企联合育人落实、落地,实施人才质量供给侧结构性改革,为加快我国航空发动机研制提供有力支撑。

国防领域研究生科研素养的分析与提升对策——以西北工业大学航空发动机专业为例

为了更好地承担高层次人才培养和创新创造的使命,科研素养养成已经成为研究生教育的重要环节。针对国防教育领域的研究生培养需求,研究了科研素养的内涵、培养途径与养成效果,分析了国内外科研素养的培养现状。同时,介绍了西北工业大学动力与能源学院在科研素养提升方面的实践。研究表明,高校应该积极推进相关课程建设,促进科研素养提升与培养环节的深度融合。通过课程设计、资源建设、能力评价的具体实践,可以有效促进航空发动机专业研究生的科研素养,为国防事业发展培养高质量创新人才。

西北工业大学科协再次入选“全国科技工作者日”高校科协十佳优秀组织单位

中国科协对2021年“全国科技工作者日”优秀组织单位进行了通报表彰,西北工业大学科协连续两年获得“‘全国科技工作者日’高校科协十佳优秀组织单位”荣誉称号。“全国科技工作者日”于2016年11月25日经国务院批准设立,时间定为每年5月30日。这也是中国科技界第一次拥有属于科技工作者自己的节日,旨在鼓励全国广大科技工作者牢记使命与责任,紧紧围绕党和国家的中心任务,瞄准建设世界科技强国的宏伟目标.

新工科背景下“气体动力学基础”课程教学改革探讨

“气体动力学基础”课程是航空领域如飞行器动力工程和飞行器设计专业必修的学科基础课程,在我国从工程教育大国向工程教育强国转变的新工科背景下,对“气体动力学基础”课程的教学模式提出了新的更高的要求。本文针对目前该课程教学内容和人才培养中存在的问题,从教学内容、考核体系、理论联系实际和课程思政等方面进行教学改革探讨,以期进一步完善该课程建设,提高航空科研人员和技术人才培养质量,更好地服务于产业发展需要和国家重大战略需求。

能源动力类本科教学与学生培养改革探讨

能源动力类本科教学与学生培养,目的是要培养出德才兼备、有责任担当的有志青年,要求能源动力类学生具有全面的思考能力、积极向上的人生态度和强烈的社会责任感。近年来,教育部也对高等学校人才培养方面不断提出新的要求,特别是课程思政建设方面,将立德树人作为中心环节。本文结合本人在“传热学”教学过程中遇到的问题和自身的感悟,从课程思政和专业教育(小班教学、过程控制和授课方法等方面)的角度进行了探讨,为课程思政和专业教育的协调发展提供借鉴。

动力系统大学生节能减排创新能力培养研究

节能减排是深入贯彻落实科学发展观、实现可持续发展的重要举措,节能减排离不开科技创新,科技创新关键靠人才,基础在教育。高校作为国家创新体系的重要组成部分,在加快转变经济发展方式中肩负着重大使命,因此注重高校大学生节能减排创新能力的培养是一项十分重要的工作。本文在充分认识节能减排重要性基础上,对动力系统节能减排大学生创新培养的现状进行分析,从节能减排大学生实践基地、科技创新体系、改革教育教学内容方法等多个方面,创新了动力系统大学生培养模式,并对在该模式下大学生所取得的实际效果进行了阐述。

无人机油电混合动力能源管理优化系统

无人机在军事、农业、运输、勘探、灾难救援等方面持续发挥着巨大的作用。着眼于无人机重量和能量之间的矛盾,顺应航空发动机电推的发展趋势,应用油电混合推进系统,解决热力发动机难控制的技术障碍,通过遗传算法,寻找最长航时与最长航程情况下的最优化解,使得无人机能够达到飞行时间更长、航程更远、滞空时间更长的目标。

方形动力电池组多风道热管理研究

针对传统风冷式电池热管理系统的散热能力不足、电池组整体均温性较差的问题,提出了一种分层多风道风冷式冷却方法,采用挡风板将单风道系统分割为多风道系统,建立了多风道动力电池热管理系统。通过实验方法测量了钴酸锂电池的放电温升以及电阻与放电深度的关系,并针对多风道电池热管理模型进行了数值计算研究。结果表明,三风道U型热管理系统的散热效果优于其他热管理系统。当冷却空气流速为0.5 m/s时,三风道U型电池热管理系统的最高温度降低8.4 K,最大温差减小12.4 K,电池组均温性提高。当冷却空气流速为5 m/s时,三风道U型电池热管理系统的最高温度及温差均可以降低5.3 K。使电池组的最高温度和最大温差保持在合理范围内。

考虑模态转换的组合动力飞机任务性能快速评估方法

工作在较宽飞行范围的高马赫数组合动力飞机,其动力性能受到飞行条件/飞行姿态以及模态转换的影响,并进一步影响其飞行任务性能。为尽可能真实并快速地评估组合动力飞机的飞行任务性能,提出了一种考虑模态转换的组合动力飞机任务性能快速评估方法,并量化研究了不同飞行轨迹、不同模态转换区间对飞行任务性能的影响。首先建立了高马赫数飞机的飞行动力学模型,将飞行姿态考虑进任务分析中;随后建立了组合动力的非安装及安装性能计算模型,飞行轨迹中可实时模拟动力装置的性能;最后建立了模态转换模拟模型,可分析模态转换过程对飞行任务性能的影响。结果表明:该文研究的飞行马赫数为5的组合动力飞机,巡航高度由海拔20 km升高至27 km,巡航距离增加18.3%,总航程增加21.9%;将模态转换马赫数区间由低马赫数2~2.3向高马赫数2.2~2.5范围移动,爬升加速段距离增加8.4%,爬升加速时间增加5.8%。

航空发动机燃油泵动静压滑动轴承润滑特性与参数影响分析

航空发动机燃油齿轮泵的滑动轴承长期工作在高温、高压和低黏介质极端工况下,极易诱发润滑失效,其润滑性能演变规律尚未完全探明。本文通过建立动静压混合润滑条件下燃油泵滑动轴承流体润滑模型,采用超声测量原理测试了燃油泵真实服役工况下的油膜厚度,验证了多个载荷条件滑动轴承润滑模型的油膜厚度计算准确性。最后,基于试验验证的润滑计算模型,研究了宽径比、偏心率和油槽位置对轴承润滑性能的影响规律。研究结果表明:计算的油膜厚度随工况变化规律与试验测点十分吻合,两者的平均计算误差为2.3%,此外,燃油泵负载增大会使得油膜的最小厚度向进口油槽处偏转,进而导致动压能力减弱,轴承在大负载工况的承载能力主要由静压提供。宽径比B/D由0.4增大至1.2时,会导致油膜温度沿周向降低1.2℃,而沿轴向升高0.5℃,偏心率增大会导致油膜厚度变小,混合润滑轴承中间截面处的动压提升0.43 MPa,设计滑动轴承的油槽位置应开在收敛楔形结构前端或者开扩楔形结构处,能提升轴承承载性能。

低雷诺数轴流压气机叶型气动优化

为研究低雷诺数下轴流压气机叶型优化设计方法,本文验证了准三维求解器MISES对于低雷诺数流动的预测精度,对于V103叶型计算得到的转捩位置与实验值偏差小于5%,证实了其在低雷诺数流动中的可用性;基于多圆弧(MCA)叶型程序,利用增强精英保留遗传算法,搭建轴流压气机叶型准三维气动优化设计平台;以总压损失系数为优化目标,出口气流角为约束条件,对V103叶型进行了低雷诺数单点和高低雷诺数综合优化设计。结果表明:低雷诺数单点优化后,抑制了叶型层流分离泡现象,总压损失系数减小31.31%,性能显著改善;高低雷诺数综合优化后叶型在高雷诺数和低雷诺数下总压损失分别减小了3.05%和3.03%。本文研究结果证明了所发展工具的有效性和考虑雷诺数叶型优化的可行性。

考虑弹流润滑影响的表面局部缺陷中介轴承动力学建模

航空发动机中介轴承位于发动机高、低压转子之间,其内、外环随高、低压转子同向或反向旋转,相对转速高和润滑条件恶劣造成中介轴承故障频发。针对表面局部缺陷中介轴承的振动故障诊断,考虑弹流润滑影响和时变位移激励,提出了一种带局部缺陷的中介轴承动力学建模方法。采用双转子实验台开展中介轴承外圈故障模拟实验,采集振动信号并进行分析。对比动力学模型数值模拟结果和故障轴承实验结果,验证了所建动力学模型的准确性。基于所建立动力学模型对有、无润滑的中介轴承在不同缺陷尺寸条件下的振动响应进行数值模拟。研究结果表明:该模型能够准确模拟中介轴承在不同状态、不同缺陷尺寸下的振动响应变化规律,可用于中介轴承故障机理分析。

一种基于CFD的叶轮机非定常气动力组合建模方法

为了获得一个准确高效的非定常空气动力学模型并将其应用于叶轮机叶片颤振特性分析中去,论文发展了一种基于CFD方法的叶轮机非定常气动力组合建模方法,可以快速计算叶轮机叶片在等相角差振动时的气动阻尼系数。运用小扰动流场的叠加原理,通过不同通道数模型的非定常流场求解(通常需要两次或三次),针对流场的周期性边界条件,组合分析得到一系列更多通道数情况下的非定常气动力低阶模型。基于这种降阶模型计算的气动阻尼系数与直接的CFD方法计算结果吻合很好,计算效率提高10倍以上。

非均匀栅距对压气机叶片非定常气动力的影响

研究了轴流压气机叶片采用非均匀栅距对叶片非定常力影响的问题,利用高分辨率格式求解准三维雷诺平均N-S方程。非定常流场计算采用了双时间步法与LU-SGS隐式解法耦合的方法。研究了带进口导叶的单级三排叶栅非定常流动,其中动叶栅距不变,而导叶和静叶采用非均匀栅距。对不同结构的计算分析表明,在导叶和静叶采用一定的非均匀栅距组合型式后,在保证压气机级的性能变化不大的同时,动叶表面所受非定常气动力的状况得到改善,这将有助于提高动叶片的疲劳寿命。

飞机辅助动力装置引气特性计算方法

作为飞机环控系统与主发动机起动的气源,以目前广泛应用的带负载压气机结构APU(Auxiliary Power Unit)为研究对象,进行引气特性计算模型与计算方法研究。首先介绍了APU结构与引气工作特点,然后分析了建模时喘振控制阀SCV(Surge Control Valve)控制方法与APU共同工作机理,最后采用部件法建立了该类型APU引气计算数学模型。以某型APU为对象进行数值仿真并与实际试车数据比较,计算误差小于3%,表明所采用的建模方法是正确的,所建立的模型能够满足工程需求。

发动机轴承内环装配工艺对转子动力学特性影响的试验研究

试验研究航空发动机高压涡轮后支点轴承内环的装配工艺对转子支承系统振动特性的影响。改变转子轴承内环和内环衬套的配合公差与轴承内环锁紧螺母拧紧力矩,研究以上参数与转子支承系统振动响应的关系。结果表明:间隙配合和较小的锁紧螺母拧紧力矩给转子系统带来较强的非线性性,转子支承处出现丰富的分数倍频成分;过盈配合时转子振动对内环锁紧螺母拧紧力矩改变不敏感;间隙配合时,较大的锁紧螺母拧紧力矩可以抑制转子支承处的分数倍频成分。

低背鳍对细长平板三角翼大迎角空气动力的影响

对细长体平板三角翼和加上两个不同高度背鳍后的组合体在低速风洞进行了六分量天平测力实验，三角翼后掠角82．5°，背鳍当地高度与模型当地半展长比值分别为0．3和0．6，实验迎角范围12°～32°，包括1．66×10^6和2．33×10^6两个雷诺数。实验结果表明：0°侧滑角下，在翼面上发生旋涡破裂前，单独细长平板三角翼的横向力及横向力矩在实验迎角范围内始终为零；加上两个不同高度的低背鳍后，在一定的迎角下，三角翼的横向力及横向力矩开始不为零，流场定常；在更大的迎角下，流场变得非定常。实验结果初步验证了前人关于细长锥体分离涡的稳定性理论，并给出了旋涡失稳后，随着迎角的增大，流场进一步发展的状态。

具有Gurney襟翼的多段翼型空气动力特性分析

增大飞机的升力可以有效地缩短飞机起飞和着陆的滑跑距离 ,本文通过对高升力多段翼型有、无Gurney襟翼时的翼面边界层、尾迹速度分布及表面压力分布的测量等实验方法研究了具有Gurney襟翼时的多段翼型绕流特性及增升规律。实验研究结果表明 ,在α =8°时 ,Gurney襟翼高度为 0 .0 2c和 0 .0 5 5c时 ,使多段翼型升力系数分别增加了 1 3%和 2 2 %。Gurney襟翼的增升效果不仅与Gurney襟翼的高度密切相关 ,而且还与在翼面上的安装位置有关。

工业管道保温结构的优化设计及节能分析

目前，工业管道广泛采用等厚度保温结构：针对某运行管道进行现场测温，并应用Fluent软件对测试数据进行分析，发现管道表面温度具有“上高下低”的分布规律，因此，工业管道采用等厚度保温结构设计并不合理。在环境有风和无风条件下，分别对管道外表面温度分布规律进行了分析，并利用换热网络法，以管道表面散热损失最小和经济效益最大为优化目标，建立了管道保温结构优化设计模型，并提出了工业管道非等厚度保温结构设计的新方法。研究结果表明，在管道内部介质参数相同条件下，以国标允许的散热损失值进行保温结构设计时．与等厚度保温结构设计相比，采用非等厚度保温层结构可减少保温材料体积3％～4％，降低保温工程费用3％～4％.

涵道螺旋桨动力装置最优设计新方法的研究

为了探索涵道螺旋桨动力装置工程设计新方法,在自由螺旋桨设计的基础上,根据Theodorsen的片条理论,涵道后缘的库塔条件以及边界页微元涡丝的诱导方程,构筑涵道螺旋桨叶片涡强度分布的计算模型,然后用该模型代替Prandtl的动量损失函数及环量函数,使自由螺旋桨的最小能量损失的设计方法推广到涵道螺旋桨基于Betz条件的最优设计。再根据给定的设计要求,即可计算出经过最优设计的涵道螺旋桨的基本尺寸以及涵道的基本尺寸。经过研究证明,在新方法中的涡强度分布计算模型在理论上是正确的,设计模型的风洞实验与理论计算数据基本吻合,证明了该设计方法的可行性。