中空复合材料压缩性能及有限元分析

对"X"形的中空复合材料的压缩性能进行测试,并根据其结构参数建立模型,使用ANSYS Workbench软件对建立出的模型进行静力学数值模拟分析,拟合出其压缩力学性能曲线,对比数值模拟结果与实验数据。结果表明:该复合材料压缩时芯材主要承受压缩载荷作用,更容易发生破坏,5 mm压缩变形时,最大压缩应力为475.25 MPa,最大压缩应变为3.9785%;建立出的复合材料结构模型压缩性能模拟结果与实验测试结果基本吻合,误差比例仅为(8.73±2.92)%,证明该模型具有一定的准确性。     

纳米压痕技术表征T800碳纤维的弹性模量和硬度

利用纳米压痕技术对T800SC碳纤维不同取向(纤维轴向与纳米压痕测试面成θ夹角)的弹性模量和硬度进行了测试,结合Weibull分布函数对T800SC碳纤维不同取向的弹性模量和硬度进行统计分析。结果表明:随着测试面与纤维轴向夹角的增大,T800SC碳纤维的弹性模量和硬度逐渐增大。T800SC碳纤维的弹性模量从平行纤维轴向时的(15.84±2.00)GPa增加到垂直纤维轴向时的(50.96±5.73)GPa;T800SC碳纤维的硬度从平行纤维轴向时的(2.71±0.51)GPa增加到垂直纤维轴向时的(5.24±0.91)GPa。对于纤维不同取向的弹性模量,其Weibull模数在9.0~10.5;对于纤维不同取向的硬度,其Weibull模数在6.0~8.0。     

横向气流中航空煤油凝胶液滴二次雾化特性实验研究

为研究航空煤油凝胶液滴在横向气流中的二次雾化特性,建立了二次雾化实验台,制备了3种胶凝剂含量下的航空煤油凝胶,在不同实验条件下(82We691,9.6×10-4Oh3.77)对液滴二次雾化过程进行了拍摄。测量了液滴变形、破碎模态、破碎时间、剥离速度及R-T(Rayleigh-Taylor)不稳定波波长等特征参数,并与航空煤油液滴进行了对比。结果表明:在实验条件,煤油和煤油凝胶液滴无量纲变形率在0.5~2.0,胶凝剂含量增加,液滴粘性效应增强,平均无量纲变形率降低;航空煤油和凝胶液滴具有两种破碎模态,同种破碎模态下,煤油和煤油凝胶的破碎过程相同;煤油和煤油凝胶液滴初始和总破碎时间随We数变化规律基本相同。不同Oh数下,3%煤油凝胶初始和总破碎时间与文献计算值相差较大,而其余3种材料液滴则吻合较好;液滴剥离速度随We数逐渐增加。We数低于200时,煤油剥离速度高于煤油凝胶,但继续增大We数时则相差不大;R-T不稳定波波长随We数增加而减小。煤油、1%和2%煤油凝胶波长实验值和理论值基本吻合,而对3%煤油凝胶,理论值则高于实验值。     

离子推力器空心阴极分区均布模型研究

为了研究空心阴极结构尺寸和工况参数对放电性能的影响规律,基于发射体区和孔腔区等离子体参数均布假设,建立了一种不依赖试验和经验参数的适用于节流型空心阴极的分区均布数学模型。以LHC-5L空心阴极为算例,仿真结果与空心阴极试验结果对比表明,当输入参数在一定范围之内,计算所得放电电压误差优于20%,发射体温度误差优于15%,放电电压等参数随放电电流、工质流率、关键结构尺寸的变化趋势与试验结果基本一致,证明该模型可以用于预测空心阴极放电性能,为空心阴极结构参数选择和设计优化提供依据。     

高转速下台阶篦齿流动特性的实验与计算

对航空发动机压气机级间台阶篦齿封严进行了实验与计算研究。在不同压比(1.05~1.3)下,研究了转速(1.5~7.2kr/min)对篦齿的工作间隙变化、泄漏特性、温升特性和旋流特性的影响,并选取典型实验工况进行了数值模拟。研究表明实验结果与数值计算结果符合良好。随转速的增大,工作间隙减小,泄漏流量降低,两者最大降幅在40%左右;较小压比时流量系数微弱降低,较大压比时流量系数微弱增大。系统风阻温升随转速的增大而增大,且转速越大温升越快,最大温升为36K。另外,出口旋转盘腔同一径向位置的旋转比随转速的增大而增大,最大可达0.398;同一转速下,随出口旋转盘腔径向位置的增大,旋转比降低。     

间隙射流对端壁冷却和传热特性影响的研究

采用数值求解三维Reynolds-averaged Navier-Stokes(RANS)方程和k-ω湍流模型,研究了间隙射流对燃气轮机叶片端壁冷却和传热特性的影响。通过数值结果与实验数据的比较,验证了数值方法的正确性。在此基础上,研究了间隙射流质量流量比、间隙射流角度对端壁流动结构、气膜冷却性能以及传热特性的影响规律。结果表明,受到端壁二次流结构的限制,冷却气体主要集中在叶片前部吸力面侧。当间隙射流质量流量比小于1%时,会发生主流入侵现象,从而削弱前缘马蹄涡,并且会增加通道喉部区域的热负荷;随着质量流量比的增加,端壁气膜覆盖面积增大,而当射流质量流量比大于1%时,主流入侵现象消失,间隙射流将增强前缘马蹄涡,提高端壁前部的传热,并且减少端壁前部热负荷。随着间隙射流角度的增加,射流引起的分离涡增强,导致端壁前部的传热增强,而端壁气膜有效度降低,端壁热负荷增加。特别是在质量流量比为1.5%时,射流角度从30°增大到90°时,端壁平均气膜有效度减小53.4%。     

三角形涡发生器综合换热性能全局优化和知识挖掘

为了强化布置三角形涡发生器的U型通道综合换热性能,耦合基于子元模型的全局优化算法、三角形涡发生器参数化方法、三维RANS方程求解技术与基于总变差分析的知识挖掘技术,建立了高效的三角形涡发生器综合换热性能优化与知识挖掘方法。在验证本文数值方法正确性的基础上,以综合换热性能最优为目标函数,对布置于U型通道内的三角形涡发生器进行设计优化与知识挖掘。优化后,最优设计的三角形涡发生器诱导产生的下洗涡对的强度和间距增加,使得U型通道的综合换热性能相对提高了14.5%。同时对设计空间进行知识挖掘,筛选对综合换热性能影响显著的设计变量,分析显著变量对目标函数的影响机制。结果表明:三角形涡发生器的高度对通道换热能力和阻力损失的影响最为显著,而三角形涡发生器的宽度对通道综合换热性能的影响最为显著。     

激光导引车模糊控制技术研究

为了解决目前差速驱动车体在行进过程的跑偏问题,文章提出了将现有的差速驱动装置更换为舵轮驱动的同时,在运动控制方面引入模糊控制算法.在AGV运动规律的基础上,以法向位置误差和方位角误差为输入,舵轮转角为输出,建立了双输入单输出模糊控制系统.通过实验的分析和比较,确定了模糊控制器中的各个参数,并且利用自制的小车进行了相关的运动学实验,验证了控制系统以及所建立模型的正确性,为进一步研究激光导引AGV小车打下了理论和实验基础.实验结果表明,AGV控制系统运行平稳,性能良好,最大行使速度可达40m/min,导航精度可达±10mm,停车精度可达±5mm,能够连续工作24h,能够满足实际生产需要.     

基于WPF的民机试飞数据实时监控画面开发系统设计与研究

试飞数据实时监控程序是大型民机试飞过程中不可或缺的重要支持性工具。随着机载测试系统网络化进程的不断深入,数量庞大、类型复杂的试飞参数给监控程序的开发带来了巨大的挑战。基于WPF(Windows Presentation Foundation)平台,利用XAML文件的序列化和反序列化、反射、DataBinding等技术设计了一套用于开发试飞数据实时监控程序的系统。在设计端,系统以拖拽显示控件的方式实现监控程序的快速集成和管理,将以往数周的准备周期缩短为数小时;在运行端,系统利用三层架构可实时驱动数百台监控终端,为某型客机的首飞及取证试飞提供了技术支持。     

不同类型惰气对飞机燃油箱可燃性影响理论研究

以低温可控耗氧型催化惰化技术为背景,采用微元计算法,建立了使用混合惰气的油箱气相空间平衡氧浓度数学模型。在考虑燃油温度、载油率、气体组分等因素的情况下,通过模型计算了平衡氧浓度随高度的变化关系,同时与使用富氮气体的油箱进行了对比。研究结果表明:在地面采用混合惰气惰化油箱后,平衡氧浓度随着飞行高度增加而降低,而采用富氮气体惰化的油箱则完全相反。油箱载油率越大,气相空间氧浓度变化幅度越大。燃油温度增加,对采用混合惰气的油箱不利,但是对采用富氮气体的油箱有利。总体而言,使用混合惰气惰化油箱可有效抑制油箱气相空间可燃性随飞行高度而增加的不利趋势,该研究结果可为混合惰气地面惰化和预洗涤技术提供理论基础。