轮盘径向破裂转速计算方法分析及修正

分析了轮盘径向破裂转速理论计算方法及常用平均径向应力计算方法的含义及其特点.且依据理论计算方法的含义,提出了基于有限元计算结果的轮盘径向破裂转速计算修正方法.通过实例应用,证明了相对于理论方法计算结果,修正方法较常用平均径向应力方法计算精度更高,其计算精度由6.6%提高到0.5%以内,且修正方法较理论方法使用更方便、工程适用性更强.      

直升机/粒子分离器一体化流场特性: 第二部分 桨盘载荷的影响

采用等效盘模型与全三维黏性仿真相结合的方法,对旋翼下洗流干扰下直升机/粒子分离器的一体化流场特性进行了仿真研究.验证了ROBIN(rotor body interaction)模型,对类“阿帕奇”直升机/粒子分离器进行了大、小前进比时不同桨盘载荷下的一体化流场特性仿真,并对比了一体化条件、孤立条件下粒子分离器工作特性差异.结果表明:小前进比时下洗流对粒子分离器进口的分离流结构影响较大,且下洗流携带动能的叠加使得一体化条件下扫气流出口的总压损失反而比独立粒子分离器低;较大前进比状态下,下洗流干扰使得齿轮箱外罩鼓包后的分离区位置向两侧偏移,范围相比无桨盘载荷状态有所扩大,不过其对粒子分离器气动性能参数的影响并不明显.      

轴对称载荷下横观各向同性泡沫材料的屈服面

利用二维有效应力和平均应力的描述方法,推导出三维横观各向同性泡沫材料在轴对称载荷下的特征平均应力、特征应力以及特征应变的表达式,得到用特征平均应力和特征应力描述的屈服面模型;并通过对面心立方单胞模型进行有限元分析,研究了横观各向同性泡沫材料的泡孔长径比对弹性性能和屈服面的影响.结果表明:随泡孔长径比的增加,泡孔伸长方向对应的泡沫模量增加,而与其垂直方向的泡沫模量则减小,且屈服面发生了逆时针转动;得到的屈服面模型与Gurson修正模型基本一致,且同有限元结果相符,为横观各向同性泡沫提供了一种新的屈服面描述.     

涡轮叶片内部冷却通道传热和压力 分布特性的实验

针对带45°肋片圆形弯头U型通道进行了传热和压力分布特性的实验研究.实验中进口雷诺数变化范围在30000~55000之间.研究表明,肋片引起的横向二次流在弯头前区域是强化传热的主要因素.不同雷诺数下传热分布和压力分布的趋势完全一致,但弯头区后半段上传热分布有所差异.通道中的最大压降出现在弯头区,进口雷诺数越大,弯头损失系数和总损失系数都有所减小.流体在圆形弯头中,加速效果没有矩形弯头强烈,弯头区和弯头后的传热较矩形弯头都有较大幅度地减小.      

乙烯装置用泵

按照目前我国乙烯工业的状况及发展趋势,本文将主要讨论鲁姆斯流程年产三十万吨乙烯装置中的用泵情况。     

借助服务质量评价 提升机场服务水平

<正>《国务院关于促进民航业发展的若干意见》中明确提出,"完善服务质量标准体系和实施方法,提高消费者满意度"是民航发展的一项重要任务。通过开展全国民用机场服务质量评价工作,不断提升行业的服务水平,有利于提高我国航空运输服务的国内国际影响力和竞争力,从民航大国向民航强国迈进。     

外物损伤对不锈钢模拟叶片疲劳强度的影响研究

本文开展了1Cr15Ni4Mo3N不锈钢模拟真实前缘叶片的外物损伤(FOD)与高周疲劳(HCF)试验,旨在研究不锈钢叶片在承受外物损伤后的剩余疲劳强度。使用空气炮法对模拟叶片进行了FOD试验,结果表明损伤主要可分为半圆型、V型和撕裂型三类,且损伤深度随着钢珠直径、入射速度的增大而增大。基于步进法开展了FOD试样的HCF试验,试验结果表明FOD试样的振幅疲劳强度下降了70%以上,且随着损伤深度、入射速度的上升表现出明显的下降趋势。不同缺口类型之间存在差异,半圆型缺口疲劳强度较高,V型缺口稍低,撕裂型缺口最低。使用SEM观测了FOD缺口及断口微观特征,疲劳裂纹源区均位于缺口根部表面附近,说明高速冲击造成的材料丢失、剪切带与剪切韧窝等微观特征促使了疲劳裂纹的萌生。     

载荷与响应耦合下叶片鸟撞击响应分析

分析飞鸟与航空发动机叶片的撞击损伤时,需要准确预估叶片的瞬态响应。其中叶片的变形会影响到撞击载荷的大小与分布,从而影响到叶片的响应。本文提出一种简单有效的计算方法,考虑了上述耦合效应,并以模型叶片为例,分析了它对叶片响应的影响程度,为工程实际应用积累了经验。     

晶格阵列结构与主流高超声速气膜冷却交互作用的数值研究

着眼于充分利用晶格阵列结构良好的传热强化特性改进高超声速飞行器内部主动冷却结构设计,探讨晶格阵列、Pin-fin阵列与主流高超声速气膜冷却相结合的热防护性能,并采用三维数值计算方法分析了Kagome、BCC晶格阵列结构以及Pin-fin阵列结构与高超声速气膜冷却的交互作用机制。研究表明,晶格阵列的扰流作用使冷却流体的肾形涡系在展向上与壁面的贴合程度更高,从而使气膜孔附近下游壁面的展向气膜冷却效率得到提高,有效改善高超声速气膜冷却覆盖效果。     

离心载荷作用下平板叶片鸟撞击响应计算

在航空发动机工作状态下发生叶片鸟撞击时,由于离心载荷的作用,使叶片的局部刚度与整体刚度都得到加强,此时的叶片响应不同于不计算离心载荷时静止叶片的响应。本文采用有限元法,计算分析了不同离心载荷的作用下的叶片鸟撞击瞬态响应。计算结果表明,离心载荷的大小对叶片瞬态响应中叶片的局部变形、整体变形及响应特征影响较大