分离涡模拟方法在内埋弹舱机弹分离模拟中的应用

为了研究内埋弹舱非定常流场对武器投放分离特性的影响,基于分离涡模拟（DES）方法和非结构重叠网格技术,建立了内埋武器机弹分离高精度数值模拟方法。在此基础上,首先通过典型空腔流动和机弹分离算例验证了数值方法的有效性,然后采用平均雷诺应力模拟（RANS）和DES两种方法探究了机弹分离过程中弹舱腔内涡结构的演化历程,分析了两种方法在机弹分离流场结构模拟中的差异,研究了内埋弹舱流场结构对导弹分离特性的影响。计算结果表明：机弹分离过程中,高强度涡结构逐渐向弹舱腔体后缘聚集,同时弹舱剪切层流动结构被导弹破坏,导弹出弹舱阶段俯仰方向所受气动力矩急剧变化。相比RANS方法,DES方法捕捉到的高强度小尺度涡结构对导弹压力分布影响较大,使得分离后期导弹俯仰角、俯仰角速度产生明显差异,DES方法更适合内埋武器舱分离特性精细化研究。该研究结果可为内埋武器机弹分离研究的计算方法选择和安全分离策略提供一定的参考依据。     

扩压器扭曲型面电解加工阴极进给方向优化及试验

电解加工(ECM)是一种非接触式加工工艺,阴极进给方向对最终的加工精度有重要影响。斜向叶片式扩压器轮毂面较为扭曲,针对其叶片型面电解加工,提出了一种基于遗传算法的阴极进给方向综合优化方法。该方法将夹角的最大值和阴极侧面与轮毂面之间的间隙方差同时作为遗传算法的评价指标,在保证夹角最大值相对较小的情况下,使得阴极侧面与轮毂面之间的间隙分布更加均匀,从而避免轮毂面发生余量不均或过切现象。为了验证该优化方法的有效性,基于优化结果进行了夹具设计并开展扩压器电解加工试验,结果表明,叶片型面加工误差小于0.12 mm,轮毂无过切现象,实现了该扩压器的电解精加工。     

带有中心钝体的固体燃料冲压发动机工作性能分析

为提高固体燃料冲压发动机的燃烧特性和工作性能,提出了带有中心钝体的固体燃料冲压发动机方案,基于雷诺转捩和涡概念耗散方程建立了其湍流燃烧模型,并数值计算分析了其内流场、燃面退移速率、推力与总压损失。结果表明：带有中心钝体的冲压发动机内部流动过程较为复杂,钝体后部有四个漩涡,增强了发动机内来流空气与燃气的掺混;钝体孔隙中的高速气流与两侧的小尺度漩涡保证了钝体尾涡的稳定性;与普通固体燃料冲压发动机相比,在燃烧室中增加中心钝体能增大燃烧室内高温区面积,提高补燃室内温度,可使推进剂平均燃面退移速率提高26.11%,发动机推力提高22.12%,燃烧效率提高8.9%。     

爆燃脉冲发动机内弹道模拟及实验分析

为了研究质量轻便、结构紧凑的固体冲量发动机,提出以微气孔球形推进剂作为能量材料,以对流爆燃形成高内压为模式的脉冲动力方案。通过分析不同推进剂密度、长度、点火药量和膜片形式等因素,得到了大喉燃比发动机中球形装药爆燃诱导条件;根据球形装药爆燃特性,通过数值模型研究了新型爆燃冲量发动机的内弹道与流场特性。结果表明：装药长度、装药密度和点火药量均对发动机中爆燃现象出现有明显影响,较长装药,较小装药密度和较大点火药量均利于诱发对流爆燃;微气孔球形药在发动机燃烧室内燃速与压力规律以分段的指数燃速形式出现;初步论证一体式爆燃脉冲发动机的实用潜力。     

单轴拉伸下HTPB推进剂细观损伤演化实验研究

为了研究HTPB固体推进剂在单轴拉伸载荷下的细观损伤机理,采用高精度微CT对拉伸过程中的HTPB推进剂进行了扫描实验,获取了不同拉伸应变下推进剂的细观损伤形貌以及孔隙率变化规律,分析了推进剂细观损伤对宏观力学性能的影响。结果表明：初始损伤的存在使得推进剂在受到载荷作用时AP颗粒就开始脱湿,AP颗粒脱湿形成的孔洞是推进剂细观损伤的主要形式。拉伸应变较小时,相对小尺寸AP颗粒而言,大尺寸AP颗粒附近的缺陷更容易发展成孔洞。随着拉伸应变的增大,绝大多数AP颗粒都开始脱湿,在推进剂宏观断裂前,大量AP颗粒脱湿形成的孔洞发生汇合,最终使推进剂断裂。加载过程中推进剂孔隙率随拉伸应变呈指数变化,初始孔隙率为1.8%,60%拉伸应变时孔隙率为19.1%。推进剂宏观力学性能处于线弹性段时,其内部细观损伤依旧在不断增加,当细观损伤累积到一定程度时推进剂的承载能力下降,宏观力学性能进入非线性段;由于AP颗粒仍具有一定的增强作用,且HTPB基体也具备承载能力,所以推进剂的应力随拉伸应变呈缓慢增加的趋势。     

前缘缺口型损伤风扇转子叶栅流动特性分析

为了研究风扇转子叶片在遭遇外物损伤后所造成的叶片型面形变对压气机性能的影响,针对前缘遭遇缺口损伤型的压 气机叶型开展数值仿真,分析了其整体气动特性及内部流场细节的变化规律。以某小型大涵道比涡扇发动机风扇转子叶片50% 截面叶型为研究对象建立了叶栅模型,假定叶栅中间截面遭遇了球体正向撞击,并在其前缘形成了深度为1.2%相对弦长、宽度为 2.5%相对叶高的表面缺陷。借助NUMECA Fine/Open软件包对前缘缺口型损伤风扇转子叶片50%截面叶型平面叶栅进行全通道 数值模拟,研究区域共计包含6个叶栅通道,定量分析了损伤前后叶栅的气动特性变化及内部流场结构。结果表明：在来流马赫 数为0.6下,前缘缺口型损伤在全攻角范围内增大了叶型总压损失系数,最大相对增大3.11%;扩散因子在前缘损伤后变大,最多 增大13.5%。     

面向包容性的航空发动机机匣研究综述

机匣作为航空发动机的关键部件,其包容性能是保障飞行安全的必要条件。针对机匣包容性问题,首先,简要介绍涉及包容性的机匣类别和结构形式;其次,从理论研究、仿真分析及试验测试等方面概述机匣的冲击响应、损伤机理和包容性能等,简述机匣包容性试验方法及试验研究进展,按机匣材料类别对包容性数值仿真研究分类介绍;最后,总结机匣包容性研究状况并从机匣工作条件、受载情况和优化设计角度对机匣包容性研究进行展望。     

金属腐蚀“3等线”和试验日历寿命确定方法

为了探讨金属日历寿命,通过理论分析和试验研究,发现金属腐蚀的一种等湿等温等时线,它在腐蚀损伤与试验溶液浓度d坐标系中是一条直线,在这条直线上每一点的腐蚀试验湿度、温度和时间各自保持相等,简称腐蚀"3等线"。通过"3等线"与其他综合研究,推导出试验日历寿命计算公式和确定方法。同时又进行了腐蚀损伤与腐蚀时间的线性规律和腐蚀"3等线"存在的试验验证。     

三维等损伤环境谱的编制原理和方法

研究给出了一种真实使用环境的温度、湿度和时间三维日历寿命定寿谱。它包含:使用环境的原始参数的实测和统计,参数合并和等腐蚀损伤折算,使用环境下的3个参数任意组合的三维谱编制。该三维谱可根据日历寿命计算或试验需要,编制成多级温度和多级湿度谱,也可编制成一级温度和一级湿度谱。从理论上讲,由于这些不同的谱具有相同损伤,因此最终计算和试验给出的日历寿命相等,从而可消除腐蚀领域的"当量折算"这个不准确环节,使日历寿命确定更加可靠。     

不同温度下树脂基复合材料层合板力学性能试验

通过试验的方法研究了双马来酰亚胺树脂浇注体及碳纤维增强树脂基复合材料单向层合板在不同温度下的静态力学性能,并讨论了温度对材料力学行为的影响,最后对材料断口形貌进行了分析.试验结果表明:纯树脂浇注体拉伸、压缩性能受温度影响比较明显,且拉、压性能不同.对于拉伸性能,相对室温均值(20℃),160℃环境下模量均值及强度均值降幅分别为31.73%,44.71%,200℃时又分别下降了21.15%,20.37%;对于压缩性能,相对室温均值,160℃下模量及强度均值分别下降了26.67%,44.40%,而200℃时继续下降了6.66%,12.40%.层合板的纵向拉伸性能受温度影响较小,在200℃内,纵向模量与强度最大变幅分别为2.82%和2.53%,且材料断口从室温下的"毛刷"状变为了沿轴向劈断.材料的横向及面内剪切性能受温度影响较大,且应力-应变曲线存在明显非线性,但横向试件断口平整、面内剪切试件无明显紧缩现象,即均表现为脆性断裂特征.另外,相对室温均值,在160℃时,横向及面内切变模量分别下降约32.96%,41.25%,强度分别下降约15.83%,30.96%;在200℃时,横向及面内剪切性能继续下降,模量降幅为16.83%,22.52%,强度降幅12.24%,11.01%.