差分干涉图计算方法研究

本文描述作者发展的一种计算差分干涉图的新方法——条纹位移转换法。该方法,首先将差分干涉图的条纹位移函数转换为绝对干涉图的条纹位移函数,然后用计算绝对干涉图的现有方法,计算出密度分布。将此方法同原有方法一起应用于轴对称流场的差分干涉图,计算结果一致,并同气动理论计算数据相符。最后又将该方法推广到三维流场,这就预示出将差分干涉定量测量应用于三维流场的可能性。     

激波过弯道绕双圆柱流场

采用单曝光光栅干涉或双曝光光栅干涉，研究激波过弯道绕双圆柱传播的激波流场。采用单曝光法，成功显示入射激波到第一圆柱上的反射、绕射，到达第二圆柱上的反射、绕射。在同一底片上采用双次曝光，第一次脉冲记录直道上的平面波，第二脉冲记录激波过弯道绕双圆柱流场。     

高超声速风洞流场非均匀性对气动力试验影响研究

高超声速风洞流场品质是气动力试验主要误差的决定因素,常规高超声速风洞流场均匀性虽然满足国军标GJB4399-2002《高超声速风洞气动力试验方法》对风洞流场品质的要求,但其风洞流场严格意义上说是“非均匀”的,这种流场非均匀性会对模型气动力特性存在不同程度的影响。为此,在CARDC常规高超声速风洞中开展了某升力体模型和某通气模型“多位置试验”,验证了风洞流场的非均匀性对飞行器气动力(特别是力矩特性)试验结果有显著影响,这种影响量已远超过常规的风洞重复性试验误差,甚至大于国内现有的在AIAA-S071A-1999标准上建立的不确定度评估方法所获取的“不确定度”。     

圆柱／翼型干涉流场的试验研究

在风洞出口低速流中,以NACA0012尾缘钝化翼型为模型,利用粒子成像测速系统,研究了圆柱/翼型结构干涉流动时翼型前缘、近壁和尾缘区域的流场.试验结果表明,由于上游圆柱引起的卡门涡街和翼型相互干涉,在翼型前缘存在大尺度涡的变形、拉伸和破裂,在翼型表面近壁区域和尾迹流场中仅存在小尺度湍流涡,由此可以推断翼型前缘可能是干涉噪声的主要声源区.     

大攻角高速空间密度场显示

在大攻角空气动力学中，三维、非对称流场的密度显示是十分重要的。本文描述在超声风洞中，应用光学纹影干涉层析术，显示大攻角钝锥的三维密度场的过程。     

激光M-Z干涉法应用于超音速燃烧流场测量

纳秒级脉冲红宝石激光器作光源、一次成像的Polaroid相机接收图象的M－Z干涉系统用于超音速混合及燃烧流场的测量获得了清晰的干涉照片。利用计算机图像处理技术及自行开发的干涉图处理软件对获得的干涉图进行了处理，得到定量的燃烧流场密度分布。     

风洞流场实时全息研究中的误差分析

基于作者的实验及相关理论，着重分析了实时全息用于风洞流场显示研究可能出现的误差信及检定、消除方法。实践表明，配以适当的光源和显示、记录系统，实时全息一息干涉显示直接再现，现场可视、可调控，免除了实验的盲目性和大量的后续处理，便于灵活选用干涉项，在高速流场尤其是其它光学诊断方法举步维艰的强发光高温等离子体的瞬态及迅变过程的实时连续监测显示诊断研究中亦有一定的优势。现实实验过程中系统只要没有大的过阻尼     

高速聚焦纹影改进及应用

聚焦纹影技术能对垂直于光轴的特定平面内的流场细节进行显示,该特点使其成为近年来被重新研究的流场显示技术之一。本文在综合考虑了锐聚焦深度、非锐聚焦深度、灵敏度和清晰度等指标情况下,结合风洞实际情况,研制了一套聚焦纹影装置。主要在均匀照明流场、切割光栅的制作和不通过成像屏的高速相机直接记录等方面进行了改进工作,得到了较好的显示结果,并在小激波风洞上进行了相关的验证工作。同时,对采用聚焦纹影显示高速变化的流场也进行了探索,提出了相关的建议。     

用莫尔法改进的双光束干涉仪

本文从理论上和通过实验说明应用莫尔技术消除了在双光束干涉图上由于光学元件的缺陷所引起的性能降低。在这个方法中,调相物体(Phase Object)的信息作为莫尔图样是通过有缺陷的光学系统在有和没有物体时,将干涉图形相迭加而得到的。     

不同类型防护林绕林流场的PIV测量

利用粒子图像速度场仪(PIV),采用2帧-互相关的分析技术,对紧密型、疏透型和通风型防护林流场的流动特征在环境风洞中进行实验研究.通过PIV系统测量,得到不同类型防护林绕林流场的速度矢量图、流线图和涡量场图,并对各个流场特征进行探讨.     

通道曲面的柱面逼近方法及其在叶轮插铣中的应用

为了使叶轮粗加工后的通道表面与其设计曲面尽可能接近,将整体叶轮的定轴插铣理论模型概括为通道曲面的最大内接柱面优化问题。同时,为简化该问题的计算难度,将最大内接柱面的优化问题转化为柱面直母线方向和柱面准线的确定两个步骤。提出了确定内接柱面直母线方向的最小二乘模型与解算方法,在此基础上,将通道曲面沿柱面的直母线方向进行投影,通过相关曲线间的裁剪操作,获得了最大内接柱面的准线。以最大内接柱面的准线作为插铣加工时的边界曲线,以柱面直母线方向作为插铣加工时平头刀的轴线方向,给出了计算刀心位置和安全高度的迭代算法。最后通过数值算例验证了所提方法的正确性。该方法将有助于叶轮粗加工效率的提高,同时为叶轮的精加工预留较均匀的加工余量。     

高速异步电动机转轴的疲劳特性分析

基于Ansys多物理场仿真软件平台,对高速异步电动机的转轴进行疲劳特性分析,校核高速异步电动机转轴的疲劳强度和高速运行的可靠性,预测电机转轴的寿命;分析电磁力对转轴疲劳寿命的影响,判断疲劳特性的类型。对比分析作用于电机结构的电磁力波频率、幅值和电机转轴各阶模态的固有频率,校核电机转轴的强度。在转轴不会因电磁振动发生断裂的前提下,将电磁力等效为静应力分析转轴的疲劳特性,校核电机轴在电机寿命周期内是否会发生短周疲劳损坏;并采用凹圆角设计进一步提高转轴的结构可靠性,提高电机的转轴寿命。     

喷枪空间行进速率对等离子喷涂Mo/8YSZ复合涂层温度场的影响

为了突破传统金属/陶瓷双层热防护涂层高温环境易剥离的技术瓶颈,研究喷枪空间行进速率变化对等离子喷涂Mo/8YSZ复合涂层时间域及空间域温度场分布的影响规律。利用ANSYS有限元分析软件,建立等离子喷涂Mo/8YSZ功能梯度热障涂层的数值模型,考虑材料不同温度下的热物性参数和材料的相变潜热,通过分析不同喷枪空间行进速率下喷涂构件的温度与温度梯度发现:在喷涂过程的同一时刻,喷枪行进速率越大,单位长度内喷枪与构件相互作用的时间越少,构件的最大温度值越小,构件上表面温度分布的均匀性越高,构件的最大温度梯度值越小;先沉积的涂层对后沉积的涂层存在预热作用,基体的最大温度值呈"台阶式"升高的变化趋势;随着涂层厚度的增加,涂层的热阻增加,基体温度的波动幅度逐渐减小;通过调控各涂层的喷枪行进速率,可进一步减小构件的温度梯度,按照黏结层最大、过渡层次之、陶瓷层最小的顺序进行喷涂时,喷涂构件的温度梯度最小。     

嫦娥探测器分段渐倾转移机构设计

巡视探测器转移机构是在地外空间环境执行巡视探测器转移释放任务的空间机构。与美国、苏联转移任务不同,中国探月工程（CLEP）二期着陆器采用腿式着陆缓冲机构及巡视器顶部搭载方式,转移任务沿着陆器周向展开距离及巡视器释放高度增加,转移难度增大。在设计阶段,转移机构是否符合探测任务严苛的工程约束及设计指标;在执行阶段,转移机构能否在月面非确知环境下正常展开、转移过程是否稳定可靠,是嫦娥探测器顺利完成探测任务的关键。为保障月球后续任务及火星探测任务中转移机构的设计需要,根据巡视器转移系统特点,以探月二期工程中首次探索并成功自主设计定型的嫦娥分段渐倾转移机构为例,对巡视器转移系统的组成、任务需求及设计约束予以阐述,并结合参研人员经验,对机构研制方案的选取、关键环节设计、工程状态及任务验证情况进行说明,以为后续工作及相关工程提供参考。     

考虑流体介质影响的管路模态特性分析

针对航空发动机外部管路的动力学设计需求及湿模态特性求解问题。应用铁摩辛柯梁理论和能量法推导得到流体质量、压强、流速等综合影响下的管路湿模态振动方程,并基于软件ANSYS现有管单元,通过引入自定义附加刚度和阻尼单元建立了流体压强和流速影响项的等效方法,实现了考虑流体因素影响的管路模态特性计算。结果表明:流体压强引起的横向压力差会降低管路弯曲刚度,而压强引起的轴向张力会提高弯曲刚度,压强作用效果与管支点的轴向约束程度和管材泊松比有关。流体速度对管路湿模态影响与边界条件、振型和管路轴向伸长有关,在高流速时,模态频率可能为零,即出现屈曲失稳现象。      

基于正交试验的柔性联轴器设计灵敏度分析与优化研究

柔性联轴器是某型涡轮热电转换系统的核心部件,对转子动力学特性和工作可靠性有重要影响.本文针对闭式循环热电转换柔性联轴器的结构优化设计问题,开展转子固有频率与临界转速分析,设计柔性联轴器的正交试验,建立转子固有频率同柔性联轴器尺寸参数之间的数学关系;研究转子固有频率随柔性联轴器尺寸参数的变化规律,进行柔性联轴器尺寸参数灵...     

舰载机起落架突伸性能参数敏感性分析

以配置优化变截面油针的双腔油气缓冲器为研究对象,基于经典的二质量弹簧-阻尼动力学模型,从一组原始参数出发,考察了低压腔初始压力、高低压腔转换支柱临界行程位置、轮胎预压缩量以及油液缩流系数等起落架结构与充填参数的变化对舰载机突伸性能的影响。数值仿真结果表明,以上各参数对突伸性能的影响有别于它们对缓冲性能的作用,并且对振荡特性和突伸时间的影响还各有侧重,一起构成了起落架突伸性能参数敏感性分析的完整性。     

涡轮导向器缘板安装缝隙泄漏特性数值模拟

针对某航空发动机涡轮导向器,采用数值模拟的方法研究了缘板安装缝隙泄漏流对叶栅通道流场结构及叶栅性能参数的影响,对比分析了不同泄漏流压力、缝隙宽度及缝隙相对位置条件下的泄漏量,及其对叶栅性能参数的影响规律.研究发现:在压差作用下冷气通过缘板安装缝隙进入燃气主流通道并在中段的位置形成螺旋涡系,对端壁二次流产生明显影响,其作用效果沿叶高方向逐渐降低,最大影响区域为44.44%叶高.计算结果表明:随着泄漏流压力的提高、缝隙宽度的增加、缝隙与发动机主轴方向夹角的变大,叶栅的能量损失系数和泄漏量都呈现出了单调增加的趋势.在研究的参数范围内,涡轮缘板安装缝隙导致的泄漏流可使叶栅的能量损失系数增加14%~62%.      

环片数量对环帆伞气动性能的影响

为探究环片数量对环帆伞气动性能的影响,文章基于 CFD方法对某环帆伞流场开展了定常三维数值模拟,采用有限体积法求解不可压缩 Navier-Stokes控制方程来模拟外部流场,获得了该伞的气动参数与绕流流场分布。通过数值结果与空投试验结果对比,验证了数值方法的准确性。在不改变伞衣名义面积和环帆高度比的前提下,分别针对定结构透气量和变结构透气量开展了环片数量对气动性能的影响研究,结果表明:定结构透气性下,环片数量对伞衣阻力性能和气动静稳定性的影响很小;变结构透气性下,环片数量通过影响透气量、尾涡分布等因素进一步影响环帆伞稳定性。上述结果对环帆伞的设计有一定参考意义。     

惯导平台加速度计静态多位置模标定方法

为克服传统的惯性平台多位置自标定法的局限性,引入了一种新的标定加速度计误差参数的方法。该方法基于变换后的加速度计输出模型,以输入加速度计的当地重力矢量为观测。仿真实验表明,当平台无转位误差时,零次项标定精度量级达到,比例因子标定精度达到1ppm以内;该方法对平台转位误差不敏感,当平台转位误差白噪声标准差为0.1°,均值小于30°时,误差参数标定结果不受转位精度的影响,降低了对平台稳定回路的控制精度要求。仿真实验还验证了方位失准角对模观测标定结果无影响。