基于孔边距约束和Shepard插值的孔位修正方法

在飞机装配中制孔的位置精度直接影响飞机的最终装配质量,自动化制孔以飞机数模为基准,受装配误差影响,在机翼翼盒等封闭结构中,难以确保制孔位置与骨架沟槽关键特征的边距满足工艺要求。提出一种基于孔边距约束和Shepard插值的自动化制孔位置评价及修正方法,通过激光跟踪仪及扫描仪获取实测骨架点云数据并进行去噪和配准,将骨架理论孔位映射到点云模型获得实际制孔位置,提取骨架沟槽关键特征的边界点并构造Ferguson曲线作为边界曲线,基于此计算制孔约束区域中实际孔位的边距及孔边距偏差。针对孔边距可能超差的情况,提出一种先基于孔边距偏差修正约束孔位再利用Shepard插值法修正其余孔位的孔位修正策略,在满足孔边距要求的同时保留了原孔位的行列分布特性。运用所提出的方法对某型飞机机翼骨架进行测量和数据处理,验证了该方法的有效性。     

测压导管内颗粒沉积的机理及抑制方法

针对固体火箭发动机测压导管内二相流动开展了数值分析,揭示了测压导管末端压强滞后现象的内在机理。在此基础上,提出了抑制方案,并开展了实验研究。结果表明,凝聚相颗粒在导管内壁面发生沉积形成的沉积物,可能会导致导管内燃气流通发生壅塞现象。这是引发导管末端压强滞后的主要原因,沉积物的形成主要发生在发动机点火上升阶段。基于流-固分离原理提出的抑制方案,通过有效减小进入导管内颗粒的质量,可解决测压导管末端压强的滞后问题。     

模型发动机内凝相颗粒碰撞的数值模拟

针对燃烧室内的高温液态凝相粒子,利用所建立的数学模型对聚集状态下粒子间的碰撞与聚合及其与发动机壳体之间的相互作用过程开展了数值分析,获得了收敛管内壁面上液膜厚度及从出口处逃逸的粒子直径分布,并和实验数据进行了比较分析。结果表明在发动机两相内流场计算中,将凝相粒子看成无蒸发的液滴更为合适;聚集状态下凝相粒子间的碰撞与聚合对粒子直径的分布有很大的影响;粒子和壁面之间的相互碰撞不但会导致大量小尺寸粒子的生成,而且也是收敛管内壁面上金属膜形成的直接原因。     

测压管内颗粒沉积的数值模拟和试验研究

凝相颗粒在固体发动机测压管内的沉积有可能造成测压管堵塞,影响对导弹的控制, 因此开展测压管内颗粒沉积研究具有重要的意义。本文将凝相颗粒当作具有一定粘性的无相 变颗粒来处理,基于Eulerian\| Lagrangian 方法建立了描述颗粒与壁面相互作用的两相 流 数值模型,对测压管内凝相颗粒的沉积过程进行了数值模拟。计算表明沉积主要发生在离测 压管入口较近的有限长度内,沉积厚度从入口向内逐渐减小。为了验证数值模拟,本文还开 展了测压管内颗粒沉积的模拟实验。实验较好地模拟了真实发动机的内弹道曲线以及沉积现 象,实验测得的沉积量和沉积长度与计算结果较为吻合,验证了计算模型的合理性。本文的 研究结果可以为测压管内沉积的预示以及抑制方法研究提供方法。     

采用液体喷射实现固体发动机主动冷却的探索研究

为寻找固体发动机热防护的新途径,开展了固体发动机液体喷射主动冷却的探索性研究。组建了1套固体发动机液体喷射主动冷却试验系统,开展了原理试验。水作为冷却工质,沿收敛段壁面喷射,试验中对内壁面和外壁面处的温度进行了测量。试验结果表明,冷却工质的引入大大降低了发动机收敛段内壁面的温度,但会造成一定比冲损失;冷却工质参与做功,发动机推力有所增加。建立了液体冷却固体发动机的性能计算模型,并用试验结果进行了校验;根据试验得到了冷却效能估计经验公式。     

导弹级间热分离流场的数值预示

针对多级导弹级间热分离这一复杂环境条件,用数值模拟的方法对级间段流场进行了预示。计算采用Ｇｏｄｕｎｏｖ有限体积格式,对非定常轴对称欧拉方程进行求解。计算结果为级间分离段和发动机热防护的设计提供了理论依据。     

喷管分离流动的数值模拟

针对高空喷管地面试验时产生流动分离的现象,用Ｂｅａｍ －Ｗａｒｍ ｉｎｇ 近似因式分解法求解薄层Ｎ－Ｓ方程,对分离流场进行数值模拟。预示了分离点的位置以及喷管壁面压强分布等,可以为高空发动机地面试车提供参考, 并为进一步研究分离的影响因素打下基础     

RTR系统测试精度的改进

对目前使用的ＲＴＲ系统中存在的问题进行了分析,指出影响ＲＴＲ系统测试精度的主要原因是高速运动分析仪的图像分辨率太低及Ｘ射线系统本身造成的系统误差。总结了提高ＲＴＲ系统测试精度的措施,包括提高变压器的稳压性能,改进实验器设计水平,提高试车台架的刚性以及运用图像处理技术等,将这些改进措施应用于ＳＲＭ燃烧室凝相粒子运动规律的实验研究,取得了比较明显的效果。     

涡流阀固体变推力发动机控制流参数影响规律研究

为快速求解涡流阀固体变推力发动机的工作参数、研究控制流参数对涡流阀固体变推力发动机的影响规律,改进了求解涡流阀固体变推力发动机工作参数的理论计算模型,并利用该模型研究了控制流参数对涡流阀固体变推力发动机推力调节性能的影响规律。结果表明:该模型最大相对误差为10.83%,可用于涡流阀固体变推力发动机的计算分析;在控制流压强与控制流流量相同及分子量相当的情况下,提高控制流温度可以提高推力调节比;控制流流量是决定涡流阀固体变推力发动机推力调节比最重要的参数;增加燃气发生器的燃面,不仅可以提高涡流阀固体变推力发动机的推力调节比,同时可以减小发动机的比冲损失。     

高温氧化铝液滴沉积条件下绝热材料烧蚀特性研究

为了研究三元乙丙绝热材料在高温氧化铝液滴沉积条件下的烧蚀特性，基于模拟沉积实验装置，开展了烧蚀实验研究。利用SEM与XRD等分析了烧蚀后炭化层断面形貌特征和化学组分分布，探讨了火箭发动机工作环境中氧化铝液滴与炭化层间热化学烧蚀的主要反应机理，确定了沉积条件下的化学反应方程式。研究结果表明:(1)高温氧化铝沉积条件下，三元乙丙绝热材料材料炭化层断面呈现“致密/疏松”的多孔结构；(2)推导并建立了固体火箭发动机高温高压环境中氧化铝与炭化层的七步热化学反应方程；(3)利用热力学软件分析可知，发动机工作条件下氧化铝与炭化层反应首先生成Al4C3，随着温度的升高继而生成Al单质与碳-氧-铝化合物Al2OC并释放出还原性CO气体。