吸波材料对就地热再生混合料的性能影响研究

为提高就地热再生微波加热效率,解决传统沥青混合料吸波能力弱问题,选择多种吸波材料代替矿粉,通过微波加热试验,研究吸波材料对集料、沥青混合料的吸波升温性能以及沥青混合料的使用性能、耐久性能的影响。结果表明:吸波材料可明显提高集料和沥青混合料的吸波性能。随着吸波材料掺量的增加,石灰岩AC-13与玄武岩SMA-13沥青混合料的温升变化趋势不同。吸波材料对沥青混合料水稳定性能影响甚微,其能够提升沥青混合料的低温抗变形能力。

某发动机喷管构件高温载荷测量

T4拉杆是某发动机喷管单元的关键承力部件,高温条件下喷管载荷是否满足要求,是考核喷管单元结构完整性的关键。利用热固耦合有限元方法分析了机械载荷、温度梯度、材料参数对T4拉杆应变的影响规律。利用高温应变计对T4拉杆开展了高温载荷测量台架试验,改进形成了高温应变计粘贴及装机改装工艺流程,推导建立了载荷标定方程扩展方法,建立了包含载荷标定试验、温度修正试验、数据处理方法等在内的高温载荷测量方法。试验表明,不同T4拉杆之间温度—热输出应变变化趋势和数值差异明显;T4拉杆载荷误差最大值为0.27 kN,实测最大拉力为设计载荷的62.1%,最大压力为设计载荷值的58.46%,T4拉杆结构强度设计满足使用需求。

吹风比和偏角对交叉孔气膜冷却特性的影响

为了揭示吹风比和偏角对交叉孔气膜冷却的影响,通过改变吹风比及交叉孔的偏角,利用数值模拟的技术,进行气膜冷却特性研究。湍流模型选择k-ε模型,壁面函数采用增强壁面函数。结果表明:①随着吹风比的增大,涡旋中心与壁面间距增大,反肾涡旋对的影响范围变大,这使气膜的覆盖面积增大,同时气膜的贴壁性变差;吹风比为1.5时显示了较好的冷却效果;②随着偏角的增大,反肾涡旋对间距加大,这使气膜的覆盖面积增大,同时也导致气膜在下游的分离提前;偏角25度显示了较好的冷却效果。

某型涡扇发动机滑油压差异常故障分析

针对某型涡扇发动机在试飞中出现的滑油压差异常故障,通过分析发动机润滑系统的工作原理和滑油检查结果,对比该型发动机在外场试飞中出现的滑油压差异常故障,找到了造成发动机滑油压差异常故障产生的根本原因:由于飞附回油系统的回油能力弱,当发动机在高工作状态下时,飞附回油泵不能将飞附机匣中的滑油及时抽回滑油箱,会造成滑油压差下降,甚至低于下限值;滑油压差低会造成发动机内部组件的机械磨损加剧,导致滑油中金属屑增多,回油阻力增大,同时影响调压活门的调压能力,最终导致发动机在非高状态下出现滑油压差下降和摆动超限故障。结合试飞实际提出了故障解决方案,在执行故障解决措施后,试飞验证该发动机再未出现过类似滑油压差异常故障,验证了故障解决措施的有效性。

改性沥青的高温性能评价指标研究

为准确评价改性沥青的高温性能,通过常规性能试验和动态剪切流变试验测试复合SBS改性沥青、胶粉改性沥青、SBS改性沥青的当量软化点、车辙因子、等效黏度等高温性能指标,同时分析老化对改性沥青各高温性能指标的影响。研究表明:G^(*)/(sinδ)^(9)对相位角敏感程度较高,相比于G^(*)/sin^(δ),其更适合评价和表征改性沥青的高温性能。G^(*)/(sinδ)^(9)的临界温度T明显高于G^(*)/sin^(δ),而G^(*)/sin^(δ)的T值不宜用来计算表征改性沥青的高温性能分级。η'=sinδ−4.8628G^(*)/ω与抗车辙因子G^(*)/(sinδ)^(9)的相关性最好,相关系数均在0.9以上,更适合作为改性沥青的高温性能评价指标。复合SBS改性沥青高温性能最优,胶粉和SBS改性剂复合改性相比于胶粉或SBS改性能够有效提高沥青的黏度和弹性。

非接触叶尖振动参数辨识方法验证试验

为检验非接触叶尖振动参数辨识方法在工程上的应用效果,在某航空风扇转子试验器上开展了相关试验研究。首先利用外物撞击试验方法得出不同转速下叶片一阶弯曲振动频率,在3 000 r/min、3 500 r/min、4 020 r/min、4 450 r/min四个稳态转速下测量了风扇叶片叶尖振动数据,利用同步振动和异步振动参数辨识方法对叶尖振动数据进行了分析研究,总结得出不同叶片编号、转速下叶尖振动数据的规律。分析发现:该方法在大部分情况下辨识的振动参数是错误的,进一步分析得出辨识方法出错的主要原因。这些分析结论为非接触叶尖振动参数辨识方法的工程化提供了指导。

涡扇发动机空中减速过程转速预测

以某型涡扇发动机为研究对象,对其空中减速的试验数据进行深度挖掘,分析了减速过程中低压和高压转速的变化规律,得到该型发动机空中减速过程中转速的预测关系式,并对预测结果进行验证。结果表明,通过预测关系式计算所得结果与飞行试验数据吻合良好,可用作该型发动机空中减速过程的转速预测。

武器试验遥测转发系统设计

在导弹等武器的研制试飞中,常用遥测系统跟踪和获取导弹运动信息、弹上各关键部件的工作状态信息和弹上环境信息,为导弹性能的评定、故障分析和设计方案改进提供依据。在内埋武器投放试验中,由于舱门封闭,地面遥测接收系统无法正常接收弹载遥测信号,影响试验进行。本文从内埋武器发射(投放)试验遥测转发的需求出发,分析了内埋武器投放的关键过程特点,确认射频合路手段是实现内埋武器遥测转发方案的最佳选择,提出了内埋武器遥测转发射频合路系统的设计方案,成功解决了内埋武器投放全过程的数据获取问题。

某两型起动机地面起动性能对比研究

航空发动机的重要特性之一就是快速、可靠的起动,其配装的起动机性能就是影响发动机起动过程的直接因素。本文介绍了某两型燃气涡轮起动机,将其配装在同飞机同发动机进行平原地区地面起动试验,并对试验结果进行了详细的分析对比,为起动机的优化提供数据支持。研究表明,两型起动机与发动机共同工作均能完成稳定起动过程;起动过程中,两型起动机的燃气发生器自持转速和排气温度无明显差异;两型发动机相比,B型起动机的起动性能有所改善,但在平原地区其优化幅度较小;提高起动机功率,可有效提高带转发动机转速上升率,点火更快,点火时间更短,起动更快速。

基于ANSYS的转子支座静刚度计算方法及实验验证

针对旋转机械常用的刚性支座、鼠笼弹性支座,利用ANSYS建立了支座静刚度计算模型。利用螺纹杠杆原理设计了可产生10 kN拉力的支座施力机构,开展了多种支座静刚度测量实验。实验结果表明:有限元计算的静刚度最大误差为8.3%,验证了支座静刚度模型的正确性;刚性支座水平径向和垂向静刚度数值差异很大,刚度表现出很强的各向异性;鼠笼弹性支座径向静刚度差异很小,刚度表现为各向同性。静刚度有限元计算模型中正确的载荷类型为余弦面载荷分布。边界约束条件为:针对刚性支座,在支座底板螺栓孔周围施加全约束,在底板其他区域则给予轴向约束;对于鼠笼弹性支座,在鼠笼弹性结构与刚性支座联接面上施加全约束。

飞行载荷模式识别方法的研究及应用

基于飞机/发动机载荷参数分布概率模型未知,利用常用概率分布结合正确的模式识别方法,得出样本最贴近的概率模型,再根据高精度的概率分布参数估算方法预测出样本极值。利用随机数样本对马氏距离、模糊贴近度和加权距离法三种模式识别方法进行了分析筛选,分析表明,加权距离法能够准确地识别出载荷样本最贴近的概率模型。利用载荷模式识别法分析得出某飞机法向过载最大值可用三参数威布尔分布描述,并通过K-S方法验证了载荷模式识别法分析结果的正确性。建立的载荷模式识别方法和极值预测方法为飞机和发动机可靠性研究提供了重要的方法支持。

飞行试验数据驱动的涡扇发动机模型辨识

为实现航空发动机飞行试验实时监控,分析整理了涡扇发动机实际飞行试验数据,并以三层前向人工神经网络为基础,通过引入输出层反馈至输入层,形成该涡扇发动机的NNARX模型。对包括高压转子转速在内的11个发动机关键参数变化模型进行研究,并在额外架次全程飞行试验数据上验证和讨论辨识模型的推广能力。结果表明,辨识模型样本点上最大相对误差在5%以内,辨识模型可以应用到该型发动机的试飞实时监控中,同时也可为后续建立涡扇发动机的全包线自适应实时监控模型提供参考。

基于飞行试验数据的双转子航空发动机加减速瞬态模型辨识

为辨识航空发动机飞行过程中加减速瞬态模型,通过对某型航空发动机慢车至中间以及中间至慢车过程的飞行试验数据进行分析整理,将发动机上述加、减速过程简化为静态参数预测过程,利用3层前向人工神经网络,建立了某型发动机加、减速瞬态过程中的发动机关键参数预测模型,对发动机参数预测模型预测结果与飞行试验记录数据进行了对比分析,同时利用额外的飞行试验数据验证了辨识模型的泛化能力。结果表明:辨识得到的发动机模型在油门杆稳定时参数预测相对误差不超过3%,在油门杆动作期间参数预测相对误差不超过5%;验证点上辨识模型参数预测误差不超过3%。证明该型发动机参数预测模型可以很好地预测发动机瞬态过程中的参数变化情况。该方法为建立发动机其他状态的加、减速过程参数变化模型奠定了基础,也能为建立全包线范围内发动机瞬态参数预测模型提供参考。

点火燃油流量对发动机加力接通结果的影响

作为加力接通控制逻辑中较为重要的影响因素,加力点火燃油流量直接决定了发动机接通加力的可靠性。特别是在高空小表速区域,进气流量较小,为了得到合适的油气比,需要对加力点火燃油流量进行精确调节。某型涡扇发动机利用燃油流量特性线控制加力点火燃油流量,并利用飞行试验在高空小表速区域针对多种试验方案进行了对比验证试飞。试验结果表明:流量特性线可以在高空小表速区域精确调节发动机加力点火燃油流量;较小的加力点火燃油流量可以提高加力接通可靠性,但会影响小加力状态的工作稳定性。

涡扇发动机飞行中的喘振故障分析

介绍了涡扇发动机在飞行试验中出现的一次高空喘振故障,分析了故障现象。采用排除法逐一对比了进气道前方来流条件、燃烧室供油,以及从进气道喉道面积、高低压压气机前导向叶片直至尾喷口喉道的一系列流道可调机构的工作过程,分离出了最可能的致喘因素。分析结果表明,转速下降过程中高压压气机前导向叶片偏度过大而对上游来流形成的堵塞,是引起喘振的主要原因。最后分析了该发动机所执行的消喘程序,及其未能使发动机退出此次喘振状态的原因,并提出改进建议。

涡扇发动机加力接通过程延迟控制措施的影响

利用加力式涡扇发动机试飞数据,对比分析了加力I区供油延迟、加力点火延迟以及加力I区锁定等延迟控制措施对加力接通过程气动稳定性及试验结果的影响。研究结果表明:加力I区供油延迟措施对加力接通过程气动环境和试验结果无明显影响;加力点火延迟可以使油气混合物避开在加力I区燃油流量峰值时点燃,优化点火时刻的油气比,且得到了最有效、合理的延迟时间;加力I区锁定措施有利于加力I区油气混合物在点燃之后形成较为稳定的燃烧工况,以及喷口喉道面积和加力供油量的匹配。

带辅助进气的二元超声速进气道低速特性

通过飞行试验,研究了带辅助进气门的二元超声速进气道在亚声速低马赫数飞行时的内部流场分布及进气畸变等特点。结果表明,辅助进气流与进气道内主流掺混会在进气道内辅助进气门下游区域产生低总压区,引起畸变增加、总压恢复下降,并且进气量及引起的畸变随发动机转速的增大而增大,随马赫数的增加而减小,随飞行高度的变化则无显著差异;同时,侧滑角向左及向右增大时辅助进气产生的低压区范围以及进气畸变也会增大,而迎角变化时进气畸变及总压恢复变化不明显。另外,通过分析各试验点进气道出口低总压区的变化与流量系数的关联,确定了该型进气道辅助进气门打开及关闭状态对应的工作范围。

双转子涡扇发动机振动基准曲线的建立及应用

为保障双转子涡扇发动机的安全试飞,针对双转子涡扇发动机的振动特点,基于飞行试验中发动机振动加装参数专门建立了双转子涡扇发动机的振动基准曲线。与传统单一振动限制值监测的方法相比,基于振动基准曲线的方法充分考虑了发动机的工作状态、发动机的个体振动特点和差异,对发动机振动状态具有更强的敏感性,更能反应发动机的工作状态。通过录取发动机不同工作状态下的试飞数据,建立了某型涡扇发动机高低压转子基频分量的振动基准曲线,为发动机事后离线振动监测提供参考,为发动机的安全试飞提供保障。

航空发动机飞行试验喘振故障分析研究

针对发动机在飞行试验中出现的喘振停车故障,通过分析风扇和压气机可调导向叶片调节、尾喷管喉道面积调节、主燃油控制、进气扰动、消喘控制等影响因素,逐一查找喘振原因并制定排故措施。分析结果表明:发动机供油量设计与喘振裕度不匹配导致发动机在加速过程中出现了喘振,发动机稳定裕度不足是喘振的主要原因;发动机消喘切油过深使发动机出现停车,启动供油和消喘切油的综合作用引起发动机出现转速悬挂,直接导致发动机排气超温和消喘失效;减小发动机加速供油量以及关小压气机可调导向叶片可以有效提高发动机稳定裕度,但会影响发动机加速性能。

转子叶尖优化改型对轴流压气机级性能及流场影响

为探索转子叶尖叶型对轴流压气机叶尖端壁区域流动的影响,进一步改善轴流压气机性能,采用近似函数与遗传算法相结合的优化方法,针对1/2+1级轴流压气机在级环境下进行转子叶尖叶型优化设计,并对优化前后轴流压气机级流场进行对比分析。结果表明:转子叶尖优化改型后,轴流压气机级效率提升0.77%,设计转速下全工况范围内效率、压比均得到显著提高;该压气机效率的提高主要得益于叶型损失和泄漏流损失的降低,优化改型后的叶型更能适应叶尖区域的高亚声来流,转子叶尖激波被有效抑制,叶尖泄漏流减弱,叶尖端壁区域流动明显改善。