固体火箭发动机零维两相燃烧室压强计算方法研究

为了更准确地预估含金属燃料固体火箭发动机的燃烧室压强,在压强计算中考虑两相流的影响,从一维两相喷管流动的求解出发,通过两相平衡流模型、两相常滞后模型、两相等温流模型、颗粒定温模型等模型的简化,分别推导不同模型下喷管中两相混合物的流量计算公式,再把流量公式应用到发动机零维内弹道理论中,推导并简化得到零维燃烧室平衡压强的计算公式。把压强公式用于HTPB推进剂固体火箭发动机和铝冰固体火箭发动机的燃烧室压强计算,结果表明,当固体推进剂中金属含量较高时(如铝含量为21%的HTPB推进剂发动机),用传统零维燃烧室压强公式预估的压强与实验误差较大,而使用合适的两相流模型和对应的零维燃烧室压强计算方法,在HTPB发动机中,能把压强预估结果与实验的误差降低到6%以内。如果使用多维内流场计算的方法,燃烧室压强预测结果的误差将下降到2.5%以内。结论发现在含金属固体火箭发动机的燃烧室压强计算中,考虑两相流的影响是必要的,而使用两相流修正后的零维燃烧室压强计算公式能够快速、较准确地预估这些发动机的燃烧室压强。     

大型飞机机身垂直入水冲击特性数值研究

针对带有中央翼盒的某型飞机的机身,数值研究了不同入水速度、姿态角和尾翘角对入水过程中机身压强和冲击力的影响规律。数值模拟中,控制方程选为非定常可压缩流动的雷诺时均Navier-tokes方程(RANS)和实现的k-ε模型,使用体积分数(VOF)方法捕捉水气交界面的变化,采用整体动网格技术来模拟机身相对于水面的运动。结果分析表明:机身入水过程中压强峰值首先出现在喷溅根部,随后转移至机身底部;入水初期机身冲击力系数迅速增大,而后略有回落,入水后期由于中央翼盒冲击水面会导致冲击力系数再次迅速增大,而后小幅震荡。速度越大、姿态角越大、尾翘角越小,机身冲击力系数越小。     

热冲击后气膜冷却叶片结构强度流固热耦合仿真

研究了冷气流量对气孔周围热应力的影响,为气膜冷却叶片可靠性设计提供参考。改变气孔的孔径,并建立有限元模型,结合有限元/边界元理论,通过流固热三场耦合技术获得热冲击后的叶片最大温度、温度不均衡程度及最大热应力。研究表明:增加冷气量有利于改善叶片冷却效率降低叶片温度,但也会使叶片温度不均衡程度增加,加剧尾缘气孔内的热应力载荷;增加前缘气孔直径可提升66%的平均冷却效率,有利于减缓气孔内的热应力,增加尾缘气孔的直径对冷却效率及热应力的影响均较小。此外,数值计算结果与试验及解析解较为吻合,对于气膜冷却叶片结构设计具有参考价值。      

FOD缺口型损伤对TC4疲劳极限强度的影响

针对TC4钛合金风扇/压气机叶片前缘常遭受的外物损伤(FOD)缺口型损伤,进行了不同冲击角度下高速弹道冲击试验研究、损伤特征与应力集中分析,开展了冲击后不处理和冲击后去残余应力退火试样的高循环疲劳试验和疲劳极限强度预测。结果表明:随着冲击角度的增大入射侧损伤尺寸和应力集中系数基本保持不变,出射侧缺口损伤深度和损伤长度减小。损伤深度范围为0.6~1.5mm,应力集中系数范围为2.6~3.4。缺口型损伤试样的疲劳极限强度下降为光滑试样的27%~53%,与应力集中系数并不是呈反比关系。退火试样的高循环疲劳(HCF)性能或略微下降或基本不变,表明残余应力影响较小,残余应力对疲劳极限强度的影响程度不足光滑试样的10%。缺口型损伤试样的HCF性能与损伤底部半径的相关性不明显,随着最大损伤深度和损伤长度的增加而下降,表明制定维修手册时应着重考虑缺口型损伤的最大深度和损伤长度。Peterson经验公式对HCF性能的预测精度不理想,误差最大为45%,需要发展高精度的FOD缺口型损伤构件HCF性能预测方法。      

不同冲击能量对层合板损伤及剩余强度的影响

基于三维逐渐损伤理论和全程分析方法,对复合材料层合板在冲击载荷及冲击后静载荷下的损伤过程进行分析,重点研究不同冲击能量对两种不同铺层参数、不同几何尺寸的T300/BMP-316复合材料层合板的损伤产生与扩展过程以及剩余强度的影响规律.结果表明:复合材料层合板存在可使其剩余强度急剧下降的冲击能门槛值.对于T300/BMP-316复合材料层合板而言,其冲击能量的门槛值介于5.0～5.5J之间;在冲击过程中,冲头下落速度具有一定的波动性,且不同铺层参数将影响冲击后复合材料层合板表面的凹痕深度.      

采用排间界面静压约束伴随方法的多级压气机叶片优化

为解决伴随优化应用在多级压气机中出现的优化工况点漂移问题,在前期薄层N-S方程伴随方法基础上,对目标函数——出口熵增不仅施以质量流量、总压比约束,还添加排间界面静压展向分布作为新的约束条件.以某5级压气机为对象,对其中第1级转、静叶分别在首1.5级和全5级压气机环境下进行了优化.结果表明,施加排间界面静压展向分布约束能够显著解决优化工作点漂移问题,优化后5级压气机的效率提高0.4个百分点.      

双脉冲固体火箭发动机压强振荡特性研究

为了研究隔舱消融对双脉冲发动机中燃烧室的压强振荡影响规律,选择隔舱消融几个典型时刻进行研究,运用大涡模拟(LES)方法,对Ⅱ脉冲工作时的发动机流场稳定性进行数值模拟.最后得到了各工况下的压强时间曲线及其快速傅氏变换(FFT)结果.分析表明:由于Ⅱ脉冲工作初期隔舱暴露在流场中产生额外扰动,以及隔舱级间通道形成狭窄通道的加速作用,是导致边界层分离而引起障碍涡脱落的主要因素.点火初期,双脉冲发动机易发生轻微压强振荡.随隔舱消融,整个流场在发动机工作中、后期逐渐趋于平稳.      

航天器火工冲击技术研究进展

系统总结了国内外航天器火工冲击环境预示、地面试验和减冲击技术三个方面的研究进展,并分析了国内在以上三个方面与国外航天强国的差距。在此基础上,从我国航天工程实际需求出发,分析指出了今后航天器火工冲击领域应重点开展的研究方向。     

导弹弹射系统中缓冲制动锥的轴向冲击特性

针对壁厚线性变化制动锥的冲击力学特性,基于轴压力学模型,提出了等效速度概念,在综合考虑材料应变强化和应变率效应的条件下,按等效壁厚、等效速度条件下的分段能量等效原理得到了制动锥轴向冲击力学模型,并采用理论分析、有限元计算和实验研究相结合的方式研究了弹射系统中缓冲制动锥的冲击皱褶形成形态、冲击压缩量和缓冲力学特性,3种方法得到的结果基本一致,验证了所提模型的正确。所提出的制动锥轴向冲击力学模型可为制动锥的初步设计、实验规划以及武器系统的发射动力学分析提供参考。     

飞行器设备缓冲支架设计研究

火箭在点火、发射、分离等时刻会受到冲击激励,影响箭上设备的正常工作,甚至造成设备损坏。因此,针对箭上设备进行相应的缓冲设计研究十分必要。提出了较为新颖和高效的设计思路,采用产品设计与缓冲试验仿真预示迭代进行,最终运用试验验证的设计流程,大大缩减了设计周期和设计经费;同时,首次提出采用半正弦冲击等效冲击响应谱进行冲击仿真的试验预示技术,并通过试验验证了该仿真技术的有效性。形成的设计思路和设计流程对产品设计具有较高的经济效益和社会价值。