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针对先进航天器高温热密封设计领域缺乏系统的设计方法及性能评价准则的现状,基于飞行器热密封设计基本原理,通过理论分析及设计流程优化,设计并开展了高温热失重试验、高温压缩/回弹试验、高温摩擦/磨损试验、冲击和反复加载试验以及高温缝隙泄漏试验,获得了典型密封结构与密封材料的基本性能参数,并提出系统的高温热密封性能评价方法。在此基础上,利用电弧射流平台,对典型连接位置以及某折叠翼热密封设计方案的有效性进行了验证与性能评价,相关成果可为航天器高温热密封设计及性能评价提供理论基础与试验数据 支撑 。 相似文献
153.
基于对沟槽化航空精密液压滑阀的零件结构及工艺性分析,提出了施加预应力的配加工技术,利用Ansys仿真软件对沟槽化阀套进行应力应变分析,结合阀套内孔圆柱度实测数据,验证了沟槽化航空精密液压滑阀配加工技术。 相似文献
154.
板间摩擦对航空连接件疲劳性能的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
针对某型飞机外翼下壁板典型连接件结构,建立了三维有限元接触模型,对其细节弹塑性应力进行了分析,并利用局部应力应变法估算了其疲劳寿命.研究发现,连接件的疲劳性能对搭接板之间的摩擦条件是较为敏感的,随着摩擦系数的减少,板之间的摩擦力下降,孔边局部应力增大,连接件的疲劳性能下降.最后,对不同摩擦条件下的航空模拟搭接试件进行疲劳试验,试验结果与寿命估算结果较为一致,验证了分析方法的有效性. 相似文献
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157.
158.
基于二维曲面基准流场的流线追踪高超声速进气道设计 总被引:1,自引:0,他引:1
以压力梯度可控设计方法优化后的二维曲激波基准流场为基础,结合流线追踪和截面渐变技术实现了矩形进口、圆形进口以及方转椭圆进气道设计,证明基于二维曲激波基准流场可以设计出各种进出口截面形状的高超声速进气道.利用上述设计方法设计的3种不同进出口形状的高超声速进气道,与相同约束条件下的常规二元三楔进气道进行了对比.数值仿真研究表明:3种非常规进气道设计点无黏流场马赫数分布及总体性能与基准流场接近,具有二维基准流场的特征,波系结构简单,出口畸变较小.此类进气道的总体性能相当,较常规进气道可以显著缩短外压段长度,流量捕获能力更强,非设计点也表现出良好的性能.以上结果表明该设计方法是可行的,值得进一步研究. 相似文献
159.
高超进气道自适应泄压槽的设计参数分析 总被引:1,自引:1,他引:0
采用自适应泄压控制技术解决宽范围定几何高超进气道低马赫数下自起动问题,利用数值仿真对一种采用自适应泄压控制的高性能二元高超进气道单个自适应泄压槽的位置、角度、有效流通面积等主要设计参数对泄漏量以及进气道总体性能的影响规律开展了研究.结果表明:泄压槽参数变化对基准进气道总体性能影响较小,总压恢复系数在2%范围内变化.位于唇口激波反射点下游的槽的泄漏量较大且随开槽角度的增加而减小,随有效流通面积的增加成线性增加;相同条件下,自适应泄压槽的泄漏量只有常规顺向放气槽的50%;随来流马赫数升高,自适应泄压槽的漏气量明显减小,高马赫数下接近气动自封闭状态. 相似文献
160.