分流通道对台阶型篦齿封严性能影响研究

为提高涡轮级间篦齿的封严性能,设计了一种带分流通道的台阶型篦齿封严结构,研究了不同压比与转速下分流通道对篦齿封严泄漏特性和传热特性的影响规律,并与光滑篦齿进行对比。结果表明:在衬套上增设一个分流通道后,处于通道出口处的气流在离心力作用下被卷吸进通道,增强了篦齿的封严效果;分流通道的周向间隙率β越大,封严效果越佳,当周向间隙率β为3时,绝热壁面流量系数为13.47%,绝热壁面风阻温升为48.7 K;分流通道数量增加,篦齿的泄漏加剧;随着压比增加,密封泄漏量增大,分流通道可以引导核心射流回流,故泄漏量增速逐渐变缓而绝热壁面风阻温升增速加剧;当转速从3×10^(3)r/min增加到2.1×10^(4)r/min,气流摩擦耗散加剧,篦齿绝热壁面流量系数逐渐降低,绝热壁面风阻温升逐渐升高,分流通道对高转速下篦齿的封严效果提升显著。

篦齿倾斜角度对封严性能的影响研究

为了获得直通型斜篦齿倾斜角度对封严特性的影响,利用数值计算方法对直通型斜篦齿前、后倾角的变化对封严性能的影响进行了研究,分别从不同前倾角和不同后倾角两个方面进行研究。结果表明:对于不同前倾角,在压比低于1.8时,前倾角越大,封严性能越好,在压比高于2.5时,前倾角在10°时具有较好的封严性能。对于不同后倾角,在压比低于1.8时,后倾角越小,封严性能越好,压比1.1~4.0范围内,前倾角15°不变时,后倾角25°时封严性能相对较好。

利用等离子体气动激励提高气膜冷却效果的数值研究

为揭示等离子体气动激励对气膜冷却效果的影响机理,采用数值模拟方法研究了不同吹风比下的冷却气流流场分布、垂直主流截面的局部速度矢量分布和温度分布情况,并与常规气膜冷却结果作对比。结果表明,等离子体气动激励能有效诱导冷却气流偏转,提高气膜贴壁效果,延缓主流和冷却气流的掺混,壁面冷却效果显著增大;在不同吹风比下,沿流动方向等离子体启动激励气膜冷却效率的变化趋势相同;在激励器表面处壁面温度略有增大,但不影响冷却效率的提高。

等离子体激励器对气膜冷却效率的影响

建立了介质阻挡放电等离子体激励模型,模拟了在等离子体激励作用下的平板气膜冷却过程,研究了不同吹风比条件下等离子体激励器的激励和结构参数对气膜冷却效率的影响。结果表明:激励电压越高、电极弧度越大、电极厚度越薄、绝缘材料介电常数越大及绝缘材料厚度越薄,等离子体激励的诱导能力越强,能够改善气膜的贴壁特性,提高冷却效率;激励器激励频率对冷却效率的影响很小。激励器参数的改变不影响冷却效率随吹风比的变化特征。

某型军用飞机冷气系统预防性维修决策研究

建立冷气系统的维修检测模型,将系统的状态按照维修方式分为正常、异常和故障,通过对冷气系统的可靠性进行分析,检测时间是任意的随机变量;以飞机的最大可用度和冷气系统的最小预防性维修费用为目标函数,以系统故障风险为约束条件,采用量子遗传算法,求得冷气系统最佳检测间隔期。

基于有向图-链表-继承类的流体网络数据结构

针对流体网络1维计算模型,设计得到新型数据结构,顶层为二元有向图,其中的元素为流体网络的各分支,使用二元关系矩阵表达二元有向图,元素数值为1则表示2分支间存在有向连接关系;中间层为分支,其中的元素为流体网络中的各类典型元件,将不同类型的各元件连接为双向链表,方便计算程序调试时对相邻元件参数的监控;底层结构即为各元件元素,各类元件由标准类继承而来,其中将元件的计算函数及关键参数封装于标准类中,编写代码调用计算函数及元件进出口参数时只需调用标准类统一代码。新型数据结构在数据存储占用空间、程序调试、计算代码编写、网络结构变更时数据结构的改动等方面都有明显优势。应用于供气系统流体网络模型,流量计算结果仅比试验结果高2%。

某型飞机冷气附件的故障分析及维护策略

某型飞机上使用冷气操纵系统的部件比较多,是该机型比较重要的工作系统。在冷气供压部分中,冷气减压器的常见故障为出口压力不稳、漏气和不减压等;吸潮器的有机玻璃外壳经常出现裂纹和掉块现象。结合冷气减压器和吸潮器的构造原理,对其故障原因进行分析,并提出了相应的修理方案以及维护策略,期望对海军飞机同类附件的修理和维护提供借鉴。

涡轮集气腔结构参数优化研究

涡轮集气腔承担着为导向叶片输送冷气的任务,是航空发动机空气系统的重要组成部件。为进一步降低冷气流动损失,降低出流不均匀度,针对涡轮集气腔结构参数展开多目标优化研究。首先通过拉丁超立方数值实验设计以及涡轮集气腔物理模型求解,获得一定容量的数据样本;然后基于数据样本训练径向基函数(RBF)神经网络参数,建立优化代理模型;最后引入遗传算法在设计区间内寻优,获得最佳集气腔结构。研究结果表明:通过优化,腔内流线变化更为平缓,进气导管射流冲击效应和出流孔的抽吸效应明显减弱;在流量系数和出口不均匀度目标权重分配均为0.5的条件下,与现有基准模型相比,优化后集气腔出口流量系数提高了26%,出流不均匀度降低了79%。说明神经网络模型和遗传算法可有效应用于涡轮集气腔结构优化。

带内部叶轮结构的涡轮盘腔流动与温降特性研究

在典型涡轮盘腔内设计了叶轮结构以增大冷却气流的出口温降,并对带叶轮结构的盘腔内部流动与温降特性开展了数值模拟。计算结果表明:在相同工况下,低半径叶轮的总温降大于高半径叶轮的总温降,且前向叶轮的温降能力优于直叶轮,而直叶轮的温降能力优于后向叶轮。叶轮进出口角度对温降效果影响显著,在航空发动机实际工况下,存在叶轮工作最佳进出口角度。

基于Simulink仿真的电动压气机驱动增压引气系统研究

阐述了电动压气机驱动增压引气系统的工作原理,依据其工作原理建立了电动压气驱动增压引气系统的数学模型,采用Simulink仿真了该系统压缩机的实际耗功,进而计算了在相同使用情况下的发动机直接引气和电动引气压缩机的燃油代偿损失情况,计算结果表明环控系统采用电动压气机驱动增压引气较发动机直接引气可以减少发动机推力的损失,降低油耗。

基于航空发动机工况的叶尖间隙智能预测方法

在实际工程中保持航空发动机高效运行的有效措施之一是应用叶尖间隙主动控制技术,其前提是建立精确的叶尖间隙模型以实现叶尖间隙预测。建立叶尖间隙的简化物理模型和数学模型,将叶尖间隙计算转化为热变形与传热问题,通过机器学习模型对发动机工况参数进行特征提取,利用有效特征求解传热问题的边界,从而实现基于发动机工况参数快速预测实时叶尖间隙。机器学习模型的十折交叉验证集的平均准确率为98.9%,叶尖间隙模型的验证误差为4.3%,得到了不同工况下的叶尖间隙计算结果和冷气流量大小变化规律,计算耗时小于0.03 s。