民机襟翼交联机构吸能元件的吸能特性

采用有限元分析与冲击试验相结合的方式对膨胀管与波纹管的吸能特性进行探究：通过数值仿真分析对吸能元件的试验过程进行初步掌握，同时根据冲击试验结果对试验设计的不合理之处进行修正；然后开展两种吸能元件的动态冲击试验，探究其吸能特性，最终比较分析有限元仿真分析与落锤冲击试验的试验结果，选择效果理想的吸能元件应用到襟翼交联机构上。结果表明：无论是从吸能行程、吸能稳定性还是吸能结构的设计考虑，波纹管都是最适合应用到交联机构中的吸能元件，该吸能元件比吸能大，吸能过程平缓稳定，吸收能量之后只有塑性形变但结构不发生破坏，同时吸能行程短，吸能结构简单，便于安装拆卸。     

小型无人机复合材料圆管的成型工艺

小型固定翼无人机的尾撑制件为一种大长径比碳纤维复合材料薄壁类层压圆管结构，该制件除要求具有较高的内外质量、满足无人机机体结构使用要求外，其内形尺寸还应保证后续装配尺寸控制要求，因此使用传统的预浸料卷制成型方式较难以满足上述使用要求。为满足上述要求并得到一种成型工艺简便、成型质量良好的产品，利用丙烯酸酯橡胶及金属芯模制备了一种适用于预浸料成型的热膨胀芯模，并利用该芯模及组合模具通过真空袋压法实现了大长径比碳纤维复合材料薄壁类层压圆管结构制品的工艺成型。结果表明，采用丙烯酸酯橡胶作为热膨胀材料，可以良好地实现预浸料成型过程中的热膨胀加压，得到的产品不仅内、外质量良好，满足无人机机体结构使用要求外，其内形尺寸还满足了装配尺寸公差控制要求，是一种针对大长径比碳纤维复合材料薄壁类层压圆管制造较为良好的工艺成型方式。     

超高温陶瓷改性C/SiC复合材料的制备及其性能

以碳纤维为增强体,聚碳硅烷和聚烷基铪为前驱体,采用前驱体浸渍裂解(PIP)工艺制备C/Si C-HfC复合材料,将其与同种工艺所得C/SiC复合材料进行对比评价分析。发现C/SiC-HfC复合材料具有较低密度和较好的高温力学性能,且在1 650℃静态氧化实验中,含有HfC的基体对纤维具有更佳保护效果。C/SiC-HfC密度约为1.92 g/cm~3,常温弯曲强度为345 MPa,1 800℃高温无氧环境弯曲强度可达424 MPa。C/SiC-HfC复合材料表现出更加优异高温力学性能是由于HfC组分的添加抑制了SiC晶粒的生长,降低了基体内部较大裂纹产生的概率。在1 650℃空气环境下,含有HfC的基体对纤维具有更佳保护作用,主要是由于HfC组分的添加使材料表面的SiC及时氧化成SiO_2,SiO_2在纤维和基体表面形成包覆层,防止了材料内部的进一步氧化。     

计及横向剪切效应的环形谐振子理论研究CSCD

经典环形谐振子理论是一种基于忽略横向剪切变形假设建立的环理论,因而无法准确求解高径比较大的环问题。为了克服上述不足,基于Timoshenko理论和哈密顿原理,建立考虑横向剪切效应的环形谐振子新理论,包括广义本构关系、平衡方程和周期性条件等。利用经典的布勃诺夫-伽辽金法,并结合有限元法,获得谐振子在缓慢、匀速转动过程中二阶弯曲角频率和进动系数的理论解。研究表明,横向剪切变形会在一定程度上影响环形结构二阶弯曲角频率和进动系数的计算结果;环形谐振子的进动系数不是恒定的,它会随着高径比h/r的增大而缓慢地减小。     

离轨帆弹性桅杆力学性能分析

采用有限元分析软件ABAQUS分析弹性桅杆几何参数对其力学性能的影响,为离轨帆弹性桅杆设计提供一定的理论依据。结果表明:增加壳体厚度、保持弧长不变,减小曲率半径以及增大壳体截面圆心角都能有效提高离轨帆自动展开能力及弹性桅杆支撑刚度;弹性桅杆的弯曲内部应力只与材料属性、曲率半径、缠绕半径以及壳体厚度有关;曲率半径减小、壳体厚度增加都会增大弹性桅杆的弯曲内部应力,有可能会导致弹性桅杆在缠绕时发生塑性变形。因此,在对弹性桅杆设计时,需综合考虑弹性桅杆几何参数对其展开能力以及缠绕性能的影响。     

基于Gambit前处理的气膜冷却火焰筒壁温分析

为更好实现航空发动机燃烧室气膜冷却结构火焰筒的壁温分析和冷却结构优化,针对原有的火焰筒2维壁温计算程序开展了2次开发工作,形成了基于GAMBIT前处理的火焰筒壁温分析程序。新的计算过程采用Gambit软件对几何模型进行前处理,生成三角形网格、指定边界条件分组,通过编制前处理模块代码,对导出的网格文件进行解析,进一步将各种信息导入已有的有限元壁温计算程序,完成壁温计算分析。给出了采用以上方法进行火焰筒壁温计算和优化的实例,结果表明:该方法较为有效地克服了原方法的各项缺点,其交互性强,大幅度提高了工作效率。     

高重合度外啮合齿轮齿根弯曲应力计算方法

针对高重合度外啮合直齿圆柱齿轮副,对其齿根弯曲应力计算方法进行了研究.计算了高重合度齿轮的轮齿变形和刚度,对单个轮齿承受的载荷进行了研究,给出了高重合度齿轮齿间载荷分配率的定义和计算方法.以高重合度齿轮的双齿啮合界点作为计算载荷的加载点,给出了高重合度齿轮齿根过渡曲线30°切线位置危险截面的双齿啮合区界点的齿形系数和应力集中系数计算方法,获得了齿根危险截面弯曲应力的计算公式；采用CL 100齿轮试验机,设计了不同重合度的外啮合齿轮副,测量了其齿根的弯曲应力数值,试验结果表明:在高载荷下主动轮的齿根弯曲应力理论计算误差小于7.85%，从动轮的计算误差小于9.8%；低载荷下主动轮的齿根弯曲应力理论计算误差小于24.1%，从动轮的计算误差小于19%.      

导弹发射筒筒底压力场仿真

文章对筒底结构经过适当的简化,选取了计算模型,给出入口边界条件和筒内流场湍流参数,确立了动网 格边界条件,通过仿真计算,得出筒底压力场。比较筒内特征点压强和试验值之间的吻合情况,从而验证了筒底压 力场仿真方法的正确性。     

扁管微小通道内R134a的沸腾换热试验

搭建适用于多种结构微小通道的沸腾换热试验系统，研究了制冷剂R134a在当量直径分别为0.63mm和0.72mm的多孔扁管微小通道内的沸腾换热特性。试验参数包括制冷剂质量流率为82~621kg/(m2·s)，饱和压力为0.22~0.63MPa，干度为0~1；采用等热流密度方式加热,热流密度范围为9.7~64kW/m2。结果表明:R134a在扁管内沸腾换热中，当干度在0~0.6区间时，微小通道的传热系数明显高于常规通道，换热类型主要为核态沸腾，传热系数随热流密度和饱和压力的增大而增大，与质量流率关系不大；当干度大于0.6之后，传热系数随着干度的增大急剧减小，且在此干度区间，传热系数受热流密度和饱和压力影响较小，而受质量流率的影响相对较大。利用该结论和公开文献中R134a沸腾换热试验数据对Gungor-Winterton公式进行改进，改进后的公式对所有试验点的平均相对误差为-1.17%，平均绝对误差为19.24%，预测精度有了明显提高。      

三旋流燃烧室的数值模拟与试验

为研究三旋流高温升燃烧组织技术，借助CFD技术对三旋流单头部燃烧室进行了数值模拟，采用结构化网格生成技术、realizable k ε湍流模型、PDF（概率密度）燃烧模型等对其进行模拟计算，获得了燃烧室内流场和燃烧场分布及各方面的燃烧性能参数，同时试验研究了三旋流单头部燃烧室的火焰筒壁温、出口温度分布、燃烧效率、排气冒烟数。结果表明:三旋流燃烧室的温升高达1130K，燃烧效率超过99％，火焰筒壁温分布较好，冒烟数不高于20；所采用的数学模型合理、计算方法可行，与试验数据基本吻合，其结果可为三旋流燃烧室设计提供参考。