退化量有缺失的无失效小样本轴承可靠性评估

针对有试验性能退化量参数记录、且(或)有部分数据缺失情况的小样本无失效轴承试验问题,通过由Taylor和Thompson提出的数据模拟法实现补全样本退化量,结合Bootstrap自助法扩大样本量,再根据基于性能退化轨迹的补充信息方法来进行其可靠性评估。选取7组受试轴承的振动退化量,对比在完整数据和带有缺失数据情况下的分析结果,发现可合理利用原舍弃不合规试验的部分有效信息,使之增加可靠性评估的样本数,从而得到较不用这些数据更为准确的结果,且所得结果较用完整数据结果绝对值相差在01以内。对比由极大似然估计法和加权E-Bayes法分析试验寿命数据的结果,发现该方法所得评估结果更优,与试验实际相比误差在10%以内,对于提高评估精度及降低试验成本有积极的实际意义。     

涡轮叶片尾缘凹坑/凸起结构气膜冷却特性研究

为探究吸力面凹坑和凸起结构对涡轮叶片尾缘气膜冷却特性的影响,在吹风比M=1.1时(雷诺数Re=2.5×10~5),采用数值模拟方法,通过在叶片尾缘吸力面上加入凹坑或凸起,对涡轮叶片尾缘的冷却性能和流动机理进行了详细分析。结果表明:与原始结构相比,叶片尾缘凹坑和凸起结构提高了劈缝出口下游远距离端X/H6 (H为劈缝宽度,为4.8mm)区域气膜冷却效率,对下游的X/H6区域气膜冷却效率影响较小;三种叶片尾缘结构,沿着流向方向会产生由二维展向涡到发卡涡,再到流向涡的变化过程,凹坑和凸起结构通过抑制流体的扰动,改变流体流动情况,提高了劈缝出口下游远距离端气膜冷却效率。     

基于正交优化设计的诱导轮空化性能研究

为了研究不同结构因素对诱导轮空化性能的影响及主次顺序,基于正交优化设计,采用数值模拟的方法,通过诱导轮可视化试验进行验证,对某型诱导轮及其改型进行了分析。仿真计算得到的不同空化数下空穴形态与实验结果吻合较好,断裂空化数的计算结果与实验结果误差为0.3%。仿真及实验结果表明,诱导轮发生扬程断裂不仅与空穴区占流道体积的大小有关,还与空穴区在流道中分布的位置有关,空穴区位置越靠后,越容易发生扬程断裂;对诱导轮空化性能及水力效率影响最大的结构因素为入口安放角,其次为入口修圆包角;入口等螺距段长度和变螺距段长度较小时可以提高诱导轮的空化性能。     

级间进出口几何角度对压气机气动性能和封严效果的影响

为了削弱级间泄漏流对压气机性能的不利影响,提出了一种基于Coanda型几何进出口的级间结构,并以一个亚声速单级轴流压气机为研究对象,数值模拟了5°,10°,20°三种不同级间进出口几何角度对压气机性能的影响。结果表明:改进后的级间进出口几何结构使得压气机流量和效率均略有提升。分析原因是级间出口泄漏流以较小角度与主流汇合,增大了静叶进口气流的轴向速度、径向速度,使得静子通道流动堵塞程度减轻,总压损失减小,扩压能力增强。同时,新结构还减小了级间泄漏流的流量系数,改善了级间封严效果。5°,10°,20°角度下的压气机效率最大分别提升了0.68%,0.63%,0.62%。     

空心气冷低压涡轮动叶气热耦合数值模拟

以空心气冷低压涡轮动叶为研究对象,采用高质量的流体域和固体域网格控制技术,带转捩模型的双方程SST湍流模型,开展了基于CFD方法的叶片气热耦合问题研究。获得了不同冷气流量比(分别为1.0%,1.38%,1.8%和2.2%)、温比(分别为2.1,2.25,2.3,2.4和2.5)和压比(分别为1.4,1.6和1.8)对叶片换热特性的影响规律,设计状态中截面按弧长平均的叶片壁面金属温度计算值较试验值偏小0.3%,气热耦合计算的叶片壁面温度分布与试验结果吻合良好,验证了气热强耦合计算方法的精度,为涡轮叶片温度场分析提供了一种有效的方法。     

双脉冲固体火箭发动机隔舱打开与破片运动过程模拟

相比传统固体火箭发动机,具有能量管理特性的双脉冲固体火箭发动机结构更为复杂,为了提高其工作可靠性,针对核心部件金属隔舱的破片运动过程开展了数值仿真与试验研究。首先基于LS-DYNA软件,分析中引入监测函数、逻辑开关函数和加载驱动函数,模拟燃气流对破片的连续作用力,计算得到了在不同时刻破片的空间分布规律、撞击点位置及发动机内部损伤情况,保证了破片运动过程的高保真还原。其次,为了验证仿真结果的准确性,进行了模拟二脉冲初始工况的热流试验,发现破片撞击位置及损伤程度的仿真结果与试验数据一致性较高,其中撞击位置的预示误差小于9%,试验结果充分验证了有限元模型的准确性。由此,建立了适用于双脉冲固体火箭发动机金属隔舱破片运动过程的分析模型,实现了破片撞击位置及损伤程度的高精度预示。     

舰载直升机理论风限图飞行模拟获取方法

获取舰载直升机实用风限图,仅依靠实装飞行试验或建模仿真都是非常困难的。通过起降飞行模拟试验获取理论风限图,结合少量的海上实装飞行验证试验是一种综合较优的方法。起降飞行模拟试验需要真实飞行员和高等级飞行模拟器参与,飞行模拟器中的母舰气流场数据、母舰运动可由建模仿真或试验测试得到,且必须考虑母舰气流场的非定场特性;只有当飞行员视景或视觉反馈受限时(如能见度降低时),飞行模拟器基座的六自由度运动才是必需的;用DIPES或Bedford方法量化飞行员主观操纵负担,结合记录的客观操纵数据,评判起降难度;典型的飞行模拟试验程序包含了不同风况下的进近和甲板着舰,通常每隔15°和5kn一个风况。通过起降飞行模拟试验得到的理论风限图,可以更加有效和安全地指导海上实装飞行验证试验,最终获得实用风限图。     

涡桨飞机发动机进气道排除异物特性数值方法研究

根据适航规范针对常见的两种外来异物：冰雹与冰块进行本体特性研究,确定两种外来异物的几何、质量以及初始姿态特性。耦合计算流体力学(CFD)以及六自由度方法(6DOF),开展涡桨发动机进气道以及旁通道中的异物运动排除特性数值模拟,分析其气动特性以及运动轨迹。针对运动中可能存在的碰撞现象,进一步联合LS-DYNA软件进行仿真分析,建立合理有效的涡桨发动机进气道外来异物排除数值模拟方法。以某型涡桨发动机为例,两种异物的计算结果表明,一旦异物与壁面发生碰撞,碎裂成若干很小的碎块,能量损失,对发动机威胁较小,无论是进入主发动机或者旁通道,均可认为排除。但是,由于下壁面结冰区的冰块容易直接进入主发动机,有可能造成严重影响,需要重点关注。     

一种高效的正常类飞机全机疲劳试验方法

目前国内飞机结构疲劳耐久性评定通常采用规范谱和飞机典型设计任务剖面相结合来编制疲劳试验载荷谱,对全机完整结构进行考核,这将耗费巨大的成本和周期,也因此全机疲劳试验成为型号机体结构设计验证最后以及最复杂的一环。对于以经济性为主要研制要求的正常类飞机,为了推进型号研制工作和取证进度,需要缩减全机疲劳试验的成本和周期。在CA42型飞机适航取证的全机疲劳试验工作中,依据FAA认可的规范谱编制了疲劳试验谱,将疲劳考核目标由整机结构调整为机体主要承力结构,并相应简化了全机疲劳试验载荷加载方式,形成了一种高效的全机疲劳试验方法。通过该方法,CA42飞机全机疲劳试验仅耗时两月,试验成本主要为工时,有效的推进了适航取证工作,并缩减了研制成本。     

超声速进气道压力估算方法及验证

进气道载荷的预示和限制是超声速飞行器设计中的关键问题。以典型颌下进气超声速飞行器为研究对象,对其进气道流场进行数值仿真,研究不同马赫数、攻角、侧滑角及余气系数条件下的进气道压力特性;针 对进气道压力工程估算及设计需求,使用无量纲和解耦的方法,对进气道压力经验公式进行拟合;反算飞行试 验中的进气道压力,并与测量结果进行对比。结果表明:进气道压力随马赫数增大而增大,随余气系数增大而 减小;正常工作包线内,较小的攻角、侧滑角对进气道压力影响不明显;进气道压力经验公式计算值与飞行试验 测量值符合较好,具有较高的精度。