单头部模型燃烧室滑动弧等离子体点火数值仿真研究

针对航空发动机燃烧室内滑动弧等离子体点火的特性,采用数值模拟的方法对航空发动机单头部模型燃烧室进行滑动弧等离子体点火研究,将滑动弧等离子体简化为动态热源,并将滑动弧等离子体点火与电火花点火对比,归纳2种点火方式下燃烧室点火过程中温度分布与火焰演化的规律,总结滑动弧等离子体点火的特性。计算结果表明,电火花点火和滑动弧等离子体点火2种点火方式所能达到的平均温度峰值基本相同。在滑动弧等离子体点火过程中,放电功率为200 W、空气流量为25 m^(3)/h条件下,余气系数为1时,着火延迟时间为224.6 ms;余气系数为2时,着火延迟时间为324.9 ms;余气系数为4时,着火延迟时间为878.7 ms。另外,在放电功率为200 W、余气系数为1的条件下,当空气流量为15 m^(3)/h时,着火延迟时间为194.8 ms;空气流量为35 m^(3)/h时,着火延迟时间为298.9 ms。结果表明着火延迟时间随着余气系数、空气流量的增大而增长。

反向和同向旋流滑动弧等离子体点火助燃头部的燃烧特性

非平衡态等离子体点火助燃技术是新型的燃烧调控技术.面对航空发动机燃烧室稳定燃烧的迫切需求,为发挥滑动弧等离子体技术在改善雾化、提高燃烧效率等方面的优势,搭建了航空发动机燃烧室实验平台,并开展了不同旋流方向下滑动弧放电等离子体的燃烧特性实验.实验通过采集燃烧过程OH^(*)化学发光强度图像,着重分析了不同旋流方向滑动弧等离子体对燃烧室燃烧强度、温度分布以及燃烧效率的影响.研究表明,施加等离子体助燃后,燃烧室内的平均已燃区相对强度明显提升,且反向旋流等离子体助燃的提升效果更加明显;反向旋流滑动弧助燃的径向温度分布相较于同向旋流滑动弧助燃均匀性提升,当余气系数为2.0时,反向旋流等离子体助燃的径向温度分布系数为0.3022,同向旋流等离子体助燃的径向温度分布系数为0.3223;反向旋流滑动弧助燃的燃烧效率高于同向旋流滑动弧放电的燃烧效率,当余气系数为2.0时,反向旋流等离子体助燃的燃烧效率为89.56%,同向旋流等离子体助燃的燃烧效率为83.41%.

一种考虑应变率的复合材料动态压缩响应预测模型

本文提出一种考虑应变率效应的复合材料动态压缩响应预测模型,该模型基于人工神经网络,根据材料的弹性模量等属性参数即可预测其不同应变率下的动态压缩响应。建立了T300/QY8911预浸料制备的碳纤维增强复合材料高应变率压缩响应预测模型,预测了该材料应变率为517 s^(-1)、721 s^(-1)和1070 s^(-1)时的动态压缩响应,并开展试验,对预测结果进行了验证。结果表明,预测结果与试验结果吻合度较高,应力最大误差仅为-1.5856%,应变最大误差仅为1.7037%。

滑动弧等离子体激励对旋流燃烧室节油熄火特性的影响

针对航空发动机燃烧室在快速节油条件下扩稳防熄的迫切需求,为验证等离子体助燃(PAC)技术在拓宽动态熄火边界等方面的显著优势,建立了快速节油单头部旋流燃烧实验平台,并开展了滑动弧等离子体基于快速节油条件下的熄火特性研究。实验通过采集快速节油燃烧过程中OH*化学自发光信号,分析燃烧室熄火演化过程,对比研究了不同节油速率和流量下滑动弧等离子体激励对熄火特性的影响。研究表明,在动态节油下熄火边界明显小于准稳态条件下的熄火边界,随动态节油和进气流量的增大,熄火边界变窄;施加PAC后,助燃效果显著,节油条件下的贫油熄火油气比明显降低,尤其在较大节油速率和流量下仍能维持稳定燃烧。进气流量为15 m^(3)/h、节油速率为0.09/s时边界拓宽最大,由0.064拓宽到0.052,拓宽程度达到23%。

SHPB试验中碳纤维增强复合材料试样的尺寸效应数值模拟分析

霍普金森压杆(Split Hopkinson Pressure Bar,SHPB)试验是研究中高应变率载荷下材料压缩性能的重要手段之一。本文采用ABAQUS仿真,研究碳纤维增强树脂基复合材料在SHPB试验中的尺寸效应,探究不同撞击速度、撞击方向和试样尺寸对试样应力的影响规律。结果表明:沿纤维方向撞击试样时,试样应力受试样压缩方向长度影响不大,受撞击速度影响较大,且试样尺寸越小,影响越明显;垂直于纤维方向撞击试样时,试样压缩方向长度和撞击速度对试样应力均有较大影响,随试样尺寸的减小和撞击速度的增大,试样应力呈增大趋势。

支承刚度对整机耦合振动影响的定量分析

为研究支承刚度对航空发动机整机耦合振动的影响,以带机匣的航空发动机转子试验器为对象,建立了试验器的整机有限元模型。对试验器进行了整机模态试验,并利用试验结果对有限元模型进行了修正。在此基础上,分别改变前后支承刚度仿真分析了试验器前3阶模态。通过定义转静耦合因子和截面转静碰摩危险系数,定量研究了支承刚度对试验器固有频率、整机模态振型、转子静子耦合程度、压气机和涡轮截面转静碰摩危险程度的影响。结果表明,支承刚度对刚体模态振型影响较大,所定义的转静截面碰摩危险系数能够定量反映截面转静碰摩危险程度,并且支承刚度对转静耦合程度和截面转静碰摩危险程度的影响呈非线性。

一种航空发动机整机振动模型支承刚度的辨识方法

提出了一种航空发动机整机振动模型支承刚度识别的方法。首先,建立航空发动机整机动力学模型,将支承刚度和安装节刚度视为待优化的连接刚度,然后通过有限元仿真计算,得到在不同连接刚度下各阶整机固有频率。以支持向量机构造从各支承刚度到各阶固有频率的回归函数。接下来,采用遗传算法进行目标优化,以整机真实固有频率(可通过模态试验获取)为基础,建立遗传算法适应度函数,利用实数编码,最终识别得到整机各处连接刚度。以带机匣的航空发动机转子试验器为算例进行方法验证,根据整机模态试验结果,进行了支承刚度和安装节刚度识别,结果表明了该方法的有效性。

压气机静子有限元建模简化方法及验证

为有效减小航空发动机静子系统动力特性计算的有限元模型规模,针对压气机静子叶片结构,提出了1种基于截面等效原理的建模简化方法。首先通过1个静子叶片的8、6、4和2截面4种有限元模型的简化和计算说明了该方法的有效性;然后进一步以某型航空发动机压气机的第1级整流器为例,对上述方法进行了计算验证。结果表明：4种简化模型的前5阶固有频率计算结果最大误差分别为2.72%、4.23%、4.73%和7.32%,模态振型吻合良好;简化后的模型规模缩减为原模型的2%～3%,计算时间缩短为原模型的1%~2%。

基于BP神经网络的力学行为模型构建方法

为研究材料在高速撞击、爆炸等动载荷作用下的动态力学行为,提出一种误差反传(back propagation,BP)神经网络、有限元计算相结合的力学行为模型构建方法。研究试样的弹性模量、泊松比、屈服强度等参数对应力和应变特性的影响规律。选取对材料力学行为影响较大的材料参数作决策变量,结合拉丁重心泰森多边形(latin centroidal voronoi tessellations,LCVT)抽取决策变量组合,通过有限元计算得到样本集合,采用BP神经网络构建决策变量得到应力和应变的映射关系模型。基于霍普金森压杆试验数据,采用该方法构建材料力学行为模型并验证。结果表明:仿真结果与试验数据较吻合,应力误差在1%以内,应变误差在3%以内,此方法构建的模型可有效预测材料的力学行为。

转子临界转速计算的一维模型修正方法

采用有限元法,建立一维和三维模型计算一个转子的临界转速,在对一维模型计算结果进行误差分析的基础上,提出一维模型的修正方法。应用此方法建立了修正极转动惯量的一维模型并计算临界转速。通过比较计算结果发现,未修正一维模型的计算结果比三维模型的高,一阶临界转速最多高96%,二阶临界转速最多高50%,采用修正极转动惯量的方法对模型进行修正后,一阶临界转速最大偏差降低至5%,二阶临界转速最大偏差降低至0.7%,计算结果接近三维模型的计算结果。

TC4钛合金平板激光冲击成形数值模拟研究

为研究航空用TC4钛合金平板在激光冲击下的成形机理,获得应力波在平板内的传播耦合规律,用有限元对钛合金板进行激光冲击成形数值模拟研究。分析0.3~1.0 mm的6个厚度平板在激光冲击后的变形情况,发现厚度为0.3~0.5mm的钛合金板凹变形,厚度为0.6~1.0 mm的钛合金板凸变形。选取典型的0.3、1.0 mm平板,研究应力波传播规律和残余应力分布,揭示不同厚度TC4钛合金板激光冲击成形机理。结果表明:用能量为6 J的激光冲击靶材时0.3、1.0 mm板内应力波分别呈线性衰减和指数衰减,冲击后0.3、1.0 mm板表面分别产生残余拉、压应力,背面分别产生残余压、拉应力,导致板材凹变形与凸变形。

航空发动机转子工作弹性线测试及应用研究

基于三维全息谱思想,利用计算机图形学方法,研究航空发动机转子工作弹性线测试及可视化技术。在高速动平衡试验机上,针对航空发动机真实高压转子进行转子弹性线测试和可视化研究,分别在不同平衡状态下测取了转子工作弹性线,实现了转子弹性线的动态显示。研究表明,转子不平衡量对转子工作弹性线的大小和形状具有重要影响,转子弹性线测试与可视化技术可作为转子平衡状态的有效评估方法和手段。

一种转子叶片的有限元建模方法及验证

采用有限元法建立了一个单转子模型。将不同长度的叶片简化为质量单元,研究其对模型临界转速计算结果的影响。结果表明,当叶片长度很短时,简化为质量单元建模对计算结果影响不大,当叶片长度很长时对计算结果影响非常大。分析了叶片简化对结果影响的原因,在此基础上提出了将大量薄叶片简化为少量厚叶片的建模方法,此方法在保证结果准确的前提下,有效地将有限元模型缩减了33%。

温度分布对发动机静子支承动刚度的影响

建立了某型航空发动机静子系统的有限元模型,通过谐响应分析方法,分别计算了考虑温度分布影响和常温下的静子系统支承动刚度,并进行了对比分析。结果表明,考虑温度分布影响的共振频率要比常温下的低,最多降低了23%。低于第一阶共振频率时考虑温度分布影响的动刚度要比常温下的小,最多减少了50%,而高于第一阶共振频率时考虑温度分布影响的动刚度变化更大且先上升后下降。因此,分析静子系统支承动刚度时应该考虑温度的影响。

滑动弧等离子体点火助燃头部激励对燃烧室点熄火特性的影响

基于旋转滑动弧等离子体技术,研制了与某型航空发动机适配的点火助燃头部,并在三头部燃烧室实验平台的基础上开展了点熄火特性实验研究,通过分析旋转滑动弧等离子体点火助燃头部激励对燃烧室着火过程、点火边界以及熄火边界的影响规律,初步验证了该技术拓展燃烧室点熄火性能的可行性。结果表明:旋转滑动弧等离子体激励可以显著拓宽点熄火边界,缩短着火延迟时间。相比于常规点火器,在余气系数为2,输入电压为200 V时,着火延迟时间缩短49.2%;输入电压为200 V时,贫油点火边界拓宽18.2%;输入电压为240 V时,熄火边界拓宽7.41%。

安装节刚度对发动机整机耦合振动的影响分析

以带机匣的航空发动机转子试验器为研究对象,建立了模拟实际发动机安装条件下试验器的整机有限元模型。对试验器进行了整机模态试验,并利用试验器的模态试验结果对有限元模型进行了修改和验证。在此基础上,仿真计算了自由安装边界、固定安装边界和不同安装节刚度的弹性安装边界的试验器前3阶固有频率和模态振型,通过定义转静耦合因子,研究了安装节刚度对试验器转子、静子耦合程度的影响。结果表明:模态振型的转子、静子耦合程度越高,安装条件对该阶模态影响越大,并且安装节刚度对转子、静子耦合程度影响是非线性的。由于实际大型涡扇发动机的在很多模态下均存在转子、静子耦合现象,因此安装节的刚度对转子、静子耦合作用的影响不容忽视,在有限元建模和仿真计算中需要仔细考虑。

小语教学中实施“研究性学习”之我见

什么是“研究性学习”?只有真正把握“研究性学习”的内涵，对它有一个正确的理解，才能做到真正意义上的实施。“研究性学习”广义的理解是泛指学生探究问题的学习；狭义的“研究性学习”是指学生在教师指导下，从自然、社会和生活中选择和确定专题进行研究，并在研究过程中主动获取知识、应用知识、解决问题的学习活动。(教育部《研究性学习指南》)作为一种学习方式的研究性学习，它是渗透于学生学习的所有学科、所有活动之中的。

一种转子空间弯曲轴线的测试方法及试验验证

提出了一种转子空间弯曲轴线的测试技术。针对某实际弯曲转子,首先,利用电涡流位移传感器测量转子不同截面的弯曲向量,得到了在同一绝对坐标下的各截面形心相对于旋转中心的弯曲向量;然后,应用三次样条函数拟合了转子的空间几何中心线,再利用Visual C++编程调用OPENGL图形函数,对弯曲转子进行了三维实体显示;最后利用百分表测量法和所提方法进行了对比试验。结果表明:所提方法测得的弯曲转子各截面轴心轨迹与百分表测得的各截面轴心轨迹基本一致,拟合圆结果也基本重合,其中截面1、截面6的拟合圆结果虽有轻微误差,但误差在可允许范围以内,由此验证了该方法的准确性和可行性。