反共振流体浮筏的隔振特性研究

基于反共振原理, 设计了一种新型的流体浮筏隔振器. 应用流体动量方程和结构振动理论推导了该隔振器的数学模型, 分析了其隔振特性, 得到了最优隔振频率和浮体浸入流体深度的关系式. 仿真结果表明, 当浮体浸入流体深度在有限的范围内变化时, 新型隔振器会在从低频到高频的宽带内发生反共振现象. 反共振条件下的力传递率可降至极低水平.流体浮筏隔振器具有很好的(尤其是低频)隔振效果.     

建设高温气体动力学国家重点实验室支撑我国高超声速科技发展

高温气体动力学国家重点实验室(筹)(State Key Laboratory of HighTemperature Gas Dynamics, LHD)以空天科技发展为主要背景,致力于高温气体动力学的基础学科研究,以支撑我国高超声速技术发展的需求.LHD是20世纪50年代末在钱学森和郭永怀先生建立中国科学院力学研究所气动科研力量和学科方向的基础上发展壮大的,作为中国科学院重点实验室正式成立于1994年. 十几年来,在俞鸿儒院士的指导下, LHD以创新求发展,逐步建设成为理论、实验和数值模拟研究相结合、装备配套的高温气体动力学开放研究基地.1998年、2004年和2005年,LHD先后多次以优良成绩通过中国科学院或国家重点实验室评估.特别是在2009年的中国科学院重点实验室评估中,在20个数理领域的重点实验室中取得了排名第一的优秀成绩.      

航空发动机整机耦合动力学模型及振动分析

面向航空发动机整机振动, 建立了航空发动机转子-滚动轴承-机匣耦合动力学模型. 该模型具有如下特点: (1)考虑转子、滚动轴承及机匣之间的耦合作用; (2)考虑了实际航空发动机的弹性支承及挤压油膜阻尼效应; (3)将转子考虑为等截面自由欧拉梁模型, 运用模态截断法进行分析; (4)考虑了滚动轴承间隙、非线性赫兹接触力以及变柔性VC(Varyingcompliance)振动; (5)考虑了转子与机匣之间的碰摩故障. 运用数值积分方法研究了航空发动机的整机振动规律, 包括: 滚动轴承VC振动分析、弹性支承刚度对耦合系统临界转速的影响、转轴模态截断阶数NM对系统响应的影响分析、挤压油膜阻尼器参数对系统响应的影响分析、突加不平衡的瞬态响应分析以及转静碰摩故障特性分析等.      

液弹隔振器非线性传递特性研究

针对液弹隔振器下端空气弹簧变形特点，本研究从液弹隔振器结构模型出发，分析液弹隔振器各部分受力与位移关系，推导考虑和不考虑液弹隔振器下端非线性刚度的运动方程。获得两种条件下液弹隔振器位移传递率，分析存在非线性刚度下位移传递率特性。研究发现：考虑非线性的位移传递率表现出显著的硬化特性，最佳隔振频率随着激振位移幅值增长而增大，隔振频率设计值处的位移传递率随激振位移幅值增长而增大，即隔振效果下降；当液弹隔振器承受较大幅值振动，如激振位移幅值超过10%空气弹簧深度，应当考虑空气弹簧非线性刚度影响。     

环形通道内爆轰波的起爆机制

旋转爆轰发动机环形燃烧室和预爆轰管的设计是影响发动机点火性能的关键因素。为了获得环形燃烧室中的起爆机制，使用多帧短时开快门摄像法，研究了不同含量氩气稀释的乙炔-氧气爆轰波经直管道沿切向进入环形通道中的传播过程和模式，重点关注爆轰波的失效和重新起爆机制。通过分析胞格模式发现环形通道内爆轰波的传播模式可以分为亚临界、临界和超临界3种状态。环形通道内爆轰波在顺时针和逆时针方向同时传播，根据初始压力和环形管道宽度的不同，会出现完全熄爆模式、熄爆-重新起爆模式和完全不熄爆模式，对应亚临界、临界和超临界3种状态。3种状态在顺时针和逆时针方向出现的顺序并不一致，相比较而言逆时针方向更易熄爆。研究同时也发现重新起爆通过两种方式实现：一种是通过解耦爆轰波与内壁面的反射以及其后的横向爆轰波，另外一种是通过燃烧转爆轰。通过分析直管的临界管径发现，随着环形通道宽度的增大，对于高浓度或低浓度氩气稀释的乙炔-氧气爆轰波，其临界管径均趋近于经典衍射问题中不稳定爆轰波的临界管径。实验研究结论将为旋转爆轰发动机燃烧室和预爆轰管的结构设计提供技术支持。     

基于非对称吸声器的发动机声学超表面声衬

为了解决发动机低频噪声问题,基于双端口非对称吸声器原理,设计了一种尺寸渐变的吸声超表面,用于发动机声衬降噪设计.首先,建立了非对称共振吸声器的理论分析模型和仿真分析模型,揭示了降噪机理,并分析了其降噪效果的影响因素.然后基于非对称共振吸声器设计了一种声学超表面声衬,用全模型理论计算、等效阻抗理论计算和COMSOL有限元仿真三种方法深入分析了声衬的降噪效果,并用全模型理论计算和等效阻抗理论计算方法考虑了流速对降噪效果的影响,然后对此结构进行了参数优化.研究结果表明,所设计的基于非对称吸声器的声学超表面声衬在厚度仅为2.5 cm (仅为252 Hz对应波长的1/54)的情况下,可实现252—692 Hz的频带范围内3 dB以上的降噪效果,为发动机降噪设计提供了一种新的设计思路.     

航空发动机材料摩擦学研究进展

机械产品中的摩擦磨损问题不可避免，且严重影响装备性能与寿命可靠性。航空发动机是飞机的心脏，针对该类复杂机械产品的摩擦磨损问题更应得到高度重视.通过材料摩擦学行为调控，可有效减轻或排除航空发动机中的摩擦磨损问题，大幅抑制发动机功能精度衰减，提高其寿命稳定性.为系统有序地开展航空发动机材料摩擦学研究，在本文中以典型三代涡扇发动机为例，按冷端至热端结构顺序，阐述进气道、风扇、中介机匣、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷口等关键部位涉及摩擦磨损部件及材料的摩擦学服役工况、主要磨损类型和磨损机制.结合发动机整机故障分析结果，有针对性的选择4种具有代表性的航发材料作为摩擦学重点研究对象，即叶片尖端与封严涂层的高速刮擦、主轴轴承滚动接触疲劳与滑擦损伤、钛合金叶片的微动损伤、动密封装置中石墨的摩擦磨损及其寿命评价台架试验.从材料摩擦学损伤演变规律、磨损机制、耐磨功能设计和表面改性等角度综述国内外研究进展，提出航发材料摩擦学研究技术路线，即从材料级摩擦磨损实验复现航发零件磨损失效特征出发，实现基于摩擦学行为调控原理获得材料耐磨减摩功能化改进，最终采用模拟工况摩擦学实验台架验证新材料摩擦磨损性能.此外，针对新一代...     

基于改进YOLOv4的扫描电镜磨粒图像智能识别

磨损颗粒分析是设备磨损故障诊断和预测的有效手段，为了提高磨粒检测的自动化和智能化程度，提出1种基于改进YOLOv4的目标检测算法，并应用于航空发动机扫描电镜磨粒图像识别.首先，新算法采用VoVNetv2-39替换YOLOv4原主干网络CSPDarknet53，并引入BiFPN特征金字塔结构与新主干相连，同时调整模型中所有3×3标准卷积为深度可分离卷积，以加强多层次特征融合，构造轻量级网络；其次，利用迁移学习解决扫描电镜磨粒图像数量较少的问题，并通过冻结训练加速模型训练过程；最后，应用实际发动机扫描电镜磨粒图像验证，结果表明：新算法相较于原YOLOv4网络，在保证精度的前提下，网络参数量大幅降低，识别速度提升51.1%，满足实际扫描电镜磨粒图像快速、简洁和高精度的检测需求，具备潜在的工程应用价值.     

煤油液滴直径对两相旋转爆轰发动机流场的影响

为探究煤油液滴不同初始直径对气液两相旋转爆轰发动机流场的影响，假设初始注入的煤油液滴具有均匀直径，考虑雾化破碎、蒸发等过程，建立了非定常两相爆轰的Eulerian-Lagrangian模型，进行了液态煤油/高温空气爆轰的非预混二维数值模拟。结果表明：在初始液滴直径为1～70μm的工况范围，燃烧室内均形成了单个稳定传播的旋转爆轰波；全局当量比为1时，爆轰波前的空气区域大于液滴煤油的蒸气区域，导致波前燃料空气混合不均匀，波前均存在富油区和贫油区，两相速度差导致分离出的空气形成低温条带；当煤油液滴的初始直径较小时，波前的反应物混合过程主要受蒸发的影响，爆轰波可稳定传播；当直径减小至1μm时，煤油液滴在入口处即蒸发，旋转爆轰波表现为气相传播的特性，爆轰波结构平整；当煤油液滴的初始直径较大时，波前的反应物混合过程主要受液滴破碎的影响；对于相同的燃料质量流量，在不同初始煤油液滴直径工况下，煤油液滴最大的停留时间均占爆轰波传播时间尺度的80%以上；爆轰波前燃料预蒸发为气相的占比越高，爆轰波的传播速度越高；初始液滴直径为10～70μm的工况范围内，爆轰波的速度随初始直径的增大先升高后降低。     

顺–逆向组合气膜孔在涡轮导叶端壁上的应用研究

本文利用经过试验数据验证的RANS方法，针对高压涡轮导向器端壁双排气膜冷却结构，研究了顺向以及不同顺/逆向组合气膜孔下的端壁流动和气膜冷却特性，探索了逆向孔在涡轮端壁上应用的可行性。结果表明：端壁周向整排逆向孔出流与主流的强烈掺混增强了马蹄涡和通道涡强度并降低了冷气动量，使冷气无法到达下游区域；逆向孔布置在中部近吸力侧的顺/逆向组合方案对端壁涡系影响较小，可使端壁上游冷效明显增加且下游冷效降低较少；逆向孔角度减小，冷效增加，但提升幅度有限；本文提出的顺/逆向组合孔在MFR=1～3的范围内，明显改善了顺向孔对端壁上游冷却有限的问题，使端壁65%轴向弦长之前区域气膜冷效明显提升，且对尾缘冷效的影响较小。