高超声速弯曲激波压缩侧压式进气道数值研究

采用壁面马赫数呈线性分布的曲面压缩系统改进参考侧压式进气道的顶板,得到弯曲激波压缩侧压式进气道,并与参考侧压式进气道进行了比较.数值研究结果表明:设计状态无黏时曲面压缩顶板壁面马赫数分布与给定的马赫数分布基本一致,并且有黏时其壁面压力分布也与二维曲面的基本相同;同参考侧压式进气道相比,顶板采用曲面压缩能够一定程度地改善壁面压力分布,使其末端压力梯度变化平缓;并且非设计状态下的性能也得到有效地改善,特别是来流马赫数为4时,其流量系数提高6.0%、达到0.799,喉道截面总压恢复系数提高1.9%;来流马赫数为5时,其流量系数提高5.2%、达到0.909,喉道截面总压恢复系数提高3.2%.随着攻角增大,该进气道流量捕获能力增强、隔离段出口截面流场畸变减小,但喉道截面总压恢复系数下降剧烈.      

民用航空发动机TA19电子束焊疲劳试验

针对民用航空发动机钛合金整体叶盘常用材料TA19开展其母材试件与电子束焊焊接试件在20,300,450℃的疲劳试验,通过焊接试件的焊缝材料断口与母材断口形貌的比较探讨了焊缝材料的疲劳破坏机理,并在104~106循环的疲劳寿命区间内采用Basquin模型分别建立了焊缝材料和母材的应力-疲劳寿命(S-N)曲线,结果显示母材试件与焊接试件的试验疲劳寿命大部分都落在了对应模型计算疲劳寿命的2倍线之内,表明试验得到的S-N曲线是合理的.焊接试件与母材试件的S-N曲线的对比分析表明,20℃时焊接试件的疲劳性能比母材试件略高,而在300℃和450℃时焊接试件与母材试件的疲劳性能差异随应力水平发生变化.但总地说来,在所关注疲劳寿命区间内,母材试件与焊接试件的计算疲劳寿命差异也在2倍线以内,初步表明两者的疲劳性能相当.      

基于三维模型的偏心鼓筒气动特性分析

为了获取篦齿封严鼓筒齿腔内的压力分布,掌握鼓筒气动特性情况,建立了带封严篦齿鼓筒的三维流场通道模型,计算转静子同心和不同偏心量条件下鼓筒表面静压,分析气动载荷作用下鼓筒的力学特性.仿真结果表明:偏心量的变化使表面静压出现复杂变化,周向静压幅值变动明显,最大偏心量下的静压幅值比无偏心时增长3倍;偏心引起的周向静压波动使鼓筒应力幅值最大浮动3%左右.      

2.5维机织复杂结构件的静强度

采用宏细观结合方法,针对经纱和纬纱等材料组分可能发生的多种失效模式,分别建立了基于改进的Hashin准则的系统性的材料失效准则及不同失效模式下的刚度退化模型.引入逐渐损伤的思想,建立了2.5维机织复杂结构件静强度系统性分析方法.模拟并分析了材料经向拉伸和纬向拉伸的应力-应变曲线,与实验得到的材料应力-应变曲线相比,相同应变下应力误差不超过6.5%,具有较好的重合度;对2.5维机织压气机静子连接结构模拟件开展了逐渐损伤模拟,结果表明:结构损伤主要集中在叶根倒角附近,其中吸力面叶根处的基体压缩失效形式会引起结构大幅变形,是结构破坏的主要原因.      

柔性铰链放大式超磁致伸缩致动器磁弹耦合模型

针对超磁致伸缩致动器(GMA)输出位移有限的问题,采用柔性铰链放大机构放大GMA输出位移,利用材料力学理论、拉格朗日动力学方程和有限元法对柔性铰链放大机构的位移放大倍数、动力学特性进行了分析.结合Jiles-Atherton(J-A)模型和二次畴转模型建立了柔性铰链放大式GMA的磁弹耦合模型,并在软件AMESim&Simulink联合仿真环境中进行了数值仿真.制作了柔性铰链放大式GMA样机,对其进行了动态性能实验,仿真和实验表明:经过放大,柔性铰链放大式GMA输出位移可以达到0.4mm;频带宽超过100Hz;所建立的磁弹耦合模型是有效的.      

滤波减速器有限长轮齿接触表面混合润滑分析

综合考虑了轮齿接触几何、啮合点法向载荷、齿向参数、真实表面粗糙度、润滑剂流变特性等因素,建立了滤波减速器轮齿混合润滑数值分析模型,采用复合迭代法和快速傅里叶变换(FFT)方法分别求解Reynolds方程和弹性变形方程,获得了轮齿接触表面混合润滑分析完全数值解,得到了滤波减速器在啮入点、节点和啮出点的压力与平均油膜厚度,以及转速对轮齿接触表面平均油膜厚度和接触比的影响.结果表明:在啮入点、啮出点及节点处,沿齿宽方向的压力分布不相等,两侧压力较大,而在啮入点处的两侧压力突变相对较小,且平均油膜厚度最大;对于粗糙轮齿接触表面,随着滤波减速器转速逐渐降低,啮入点、节点及啮出点的平均油膜厚度随之减小,接触比增加,润滑效果变差,并且在同一工况下粗糙轮齿接触表面的啮合点平均油膜厚度小于光滑轮齿表面的平均油膜厚度.      

基于放大因子与Spalart-Allmaras湍流模型的转捩预测

为了验证放大因子输运方程与Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型耦合对转捩现象的模拟精度,选取Schubauer and Klebanoff(S-K)平板、S809低速翼型、30p30n多段翼型以及复杂的三维HiLiftPW-1构型进行自由转捩计算,并将计算结果与实验进行比较分析,其中针对S809算例,还与Langtry-Menter(L-M)转捩模型进行了比较.算例结果表明:放大因子输运方程与S-A湍流模型的耦合能够较好的捕捉转捩位置以及转捩发展过程,对分离泡诱导的转捩的模拟相比L-M转捩模型更精确,转捩位置的捕捉精度提升了10%;对比实验,多段翼转捩位置的捕捉误差最大为6.5%;针对三维高升力增升构型,以实验作为参考,全湍流计算与考虑边界层转捩的对比显示考虑边界层转捩能够更加精确的模拟气动力系数,升力和表面摩擦阻力系数的模拟精度精度提升1%.      

基于AMESim的隔舱式贮箱推进剂管理仿真研究

通过多学科动力学建模方法研究,利用AMESim建立了隔舱式贮箱推进剂输送系统机械、液流与控制动力学模型,并对不同工况下推进剂输送系统动态特性进行数值仿真,获得了隔舱式贮箱推进剂动态变化、各个隔舱 的推进剂消耗率及质心位移等结果.仿真结果显示隔舱总体布局与初始容积分配、隔舱连通结构、飞行轨迹等均对隔舱式贮箱推进剂动态变化产生影响,所建立的模型可应用于隔舱式贮箱总体及结构设计.      

挂滴燃烧中的微汽泡行为和液滴跳动

利用高速显微摄像技术,观察研究了RP-3微尺度挂滴燃烧过程中,微汽泡的核化、生长、聚并和溢出的行为过程及液滴跳动现象.结果得出:①液滴中微汽泡产生的位置;②在蒸发初期时由微汽泡引起液滴体积的膨胀;③在燃烧中由汽泡行为导致液滴的跳动;④液滴燃烧的稳定(不爆裂)现象.分析了表面张力在挂滴燃烧过程中的作用,确定了挂滴稳定燃烧的临界条件下的临界特征体积在2.5~5.0μL.      

高超声速飞行器进气道压缩面逆向设计方法

针对高超声速飞行器进气道压缩面问题,首先研究了激波理论的逆向算法,以此为基础提出了进气道的等强度和等熵压缩面的逆向设计方法,并采用此方法设计了以进气道出口气流参数为设计参数的高超声速飞行器进气道压缩面,然后对两种压缩面进行了性能分析和数值仿真.结果表明:通过逆向设计方法设计进气道压缩面是可行的,其相对于传统方法耗时大大减少;理论计算表明相同设计条件下两压缩面几何参数基本一致,而来流参数也基本不变,设计点下等熵压缩面总压恢复系数高出等强度压缩面6.3%.数值仿真验证了该方法的可行性并研究了非设计状态下两种压缩面的各项性能参数,同时对比了不同马赫数下进气道内部波系分布和气流均匀性.