前置扩压器几何参数对突扩扩压器性能的影响

研究了突扩扩压器中前置扩压器各参数与总压损失和静压恢复间的关系。采用实验与FLUENT计算结合的方法,通过水槽PIV实验得出扩压器内的流场信息,对照不同的湍流模型,得出最佳的计算方案。根据此计算方案计算不同的扩张角下前置扩压器性能的变化,得出各参数之间的规律。结果表明雷诺应力模型能够较好地预测扩压器内部流场;前置扩压器扩张角存在一个最佳值,大于最佳值前置扩压器会出现流动分离;结合理论分析和计算数据总结出计算前置扩压器总压损失系数和静压恢复系数的公式,利用此公式还可求出最佳的前置扩张角和前置扩压器长度,计算误差在5%左右。     

SiC_p/Al复合材料高速铣削切削力模型建立

使用聚晶金刚石(PCD)刀具并采用正交试验设计法,对含不同体分比的碳化硅颗粒增强铝基复合材料(SiCp/2009Al)进行高速铣削试验。在测量切削力和切屑厚度的基础上,建立了剪切角、剪切应力和摩擦角的预测模型,并结合金属切削基本理论公式建立了切削力的预测模型。该模型包含铣削速度、每齿进给量、径向切宽、增强颗粒体分比等重要参数,模型对进给方向最大铣削力预测值的平均误差为5.9%,对铣刀径向切深方向最大铣削力预测值的平均误差为9.2%,皆高于普通经验公式的预测精度,从而可对SiCp/2009Al复合材料高速铣削时的铣削力进行有效预测。     

容差方案设计在直升机活动罩阶差计算上的应用

针对直升机活动罩阶差问题,建立了活动罩累积误差和阶差的计算方法,结合活动罩和缘条零件制造和装配过程工艺分析的基础上,计算出了活动罩和缘条的累积误差和阶差,并进行数据分析,分析表明活动罩的外形误差是引起活动罩阶差的主要因数。应用实例的结果表明,该研究方法可推广到整流罩其他类似部件的计算分析,指导容差分配,提高整流罩装配质量。     

高校和谐班级的内涵辨析与建构路径

从马克思的社会发展的三个阶段论推衍出人的发展的三个阶段;由于正处于以个人独立性为价值取向的第二阶段,考察学生问题亦可以采用个人主义的视角;进而基于学生个体性考察和谐班级的五个方面的内容,给出和谐班级建构的具体路径。     

考虑模型抖振力跨向不完全相关性效应的气动导纳识别

首先通过考虑节段模型上抖振力跨向不完全相关性效应推导了节段模型风洞试验中作用在模型断面上的分布抖振力谱和由底支式天平测到的模型总抖振力谱之间的关系。然后,以准平板断面为例,进行了格栅湍流场节段模型的测力和同步测压试验,获得了模型总抖振力谱以及模型抖振力跨向相关性函数。接着,采用等效导纳法以及抖振力自谱和抖振力脉动风速交叉谱综合残量最小二乘法分别识别了准平板节段模型等效气动导纳和六分量气动导纳,讨论了模型抖振力跨向不完全相关性效应对气动导纳识别结果的影响,并把识别得到的准平板断面气动导纳与平板断面气动导纳的理论结果——Sears函数进行了比较。结果表明：忽略抖振力跨向不完全相关性效应（即假设节段模型分布抖振力沿跨向完全相关）而直接采用平均抖振力作为断面上分布抖振力的传统方法会导致气动导纳识别结果偏小,并且,其偏小程度会随着频率的增加而增加;此外,相对于抖振升力和扭矩相关的气动导纳分量而言,由于抖振阻力的跨向相关性比抖振升力和扭矩的跨向相关性显得更弱,因此抖振力跨向不完全相关性效应对阻力相关气动导纳分量识别结果的影响更大;利用识别得到的六分量气动导纳反算的作用在模型上的分布抖振力谱与试验中实测结果非常接近,经抖振力跨向不完全相关性效应修正后的竖向脉动风速对应的升力和扭矩气动导纳分量的识别结果与Sears函数也比较接近,从而验证了用于六分量气动导纳识别的自谱-交叉谱综合最小二乘法的可靠性。     

钛合金TC4高速切削刀具磨损的有限元仿真

借助有限元方法对切削钛合金时硬质合金刀具的磨损进行了仿真.首先,根据钛合金切削时刀具磨损机理,建立了能够综合反映粘结磨损、扩散磨损及磨粒磨损的磨损率模型;通过增大传热系数、平滑节点磨损值等方法,解决了刀具磨损过程中切削温度场的仿真、内部网格的调整及刀具表面轮廓的光滑处理等一系列问题,结合磨损子程序建立了预测刀具磨损的有限元模型.然后,通过切削实验对有限元模型的有效性进行了验证,结果表明:所建立的有限元模型能够较准确的预测刀具前刀面磨损及其磨损形貌.最后,对高速切削钛合金条件下的刀具耐用度进行了预测,预测结果表明:随着速度的增加,刀具会快速磨损,切削速度为300 m/min时刀具寿命仅为130 m/min时的1/3.因此,切削速度的选择要综合考虑切削效率与刀具寿命这两个因素.     

管道内流动力学修正耗散模型

基于二维流体动力学方程组,根据管道内流动力学相关特性以及管道输入端流场边界条件,提出了修正耗散模型。相对于耗散模型,修正耗散模型考虑了管道输入端流场的影响,能够更精确地描述风洞试验中管道效应对动态压力测量的影响。FL-14风洞动态压力试验也表明:管道间接测量的动态压力结果经过修正耗散模型进行修正后,能够大幅度减少管道效应所带来的误差。在一定试验条件下,耗散模型修正结果的相对误差高达534%,而修正耗散模型修正结果的相对误差只有66%。      

燃油调节器壳体裂纹失效分析

针对某型燃油调节器壳体裂纹故障提出一种分析定位方法。通过实物质量分析、光谱分析和ANSYS结构强度仿真,排除材料缺陷和设计缺陷,将故障问题逐渐收敛定位于外部载荷环境的影响,结合断口和疲劳试验载荷谱利用裂纹疲劳弧线反推分析萌生裂纹机理,采用列表梯形法计算出壳体裂纹萌生寿命,将故障分析定位在高周疲劳试验区间。根据高周疲劳寿命试验数据进行频谱扫描,分析高周疲劳试车中发动机转速频率特性、燃油调节器固有频率,并统计试车累计工作时间。结果表明:外部激励频率与燃油调节器的固有频率存在频率上的重合导致了共振失效。为燃油调节器裂纹故障的分析定位提供了思路和方法,可为航空发动机控制体系的发展与研究提供技术支持。     

共轴刚性旋翼悬停状态地面效应气动特性

为了研究地面效应下共轴刚性旋翼的气动特性,建立了一套基于非定常雷诺平均Navier-Stokes方程的气动干扰数值方法,采用运动嵌套网格模拟双旋翼的反转运动。地面采用无滑移边界条件,并对旋翼和地面附近的网格进行加密,以更好地捕捉旋翼的流场细节和尾迹特征。计算结果与Lynx尾桨试验结果进行对比,验证了所建立方法的有效性。对地面效应下共轴刚性旋翼的气动性能和流场进行分析,结果发现：相对于单独的上下旋翼而言,共轴旋翼地面效应下的拉力增益更大,这是由于上下旋翼桨叶表面的压强干扰受地面高压的影响而减弱;地面的干扰主要影响双旋翼尾迹的径向位置,对其轴向位置影响不大,上下旋翼尾迹在地面附近相互融合、分裂,形成复杂的桨尖涡尾迹;双旋翼在地效下的尾迹径向扩张半径比单旋翼大,这是由于双旋翼的径向射流速度更大;随着旋翼距地面高度的增加,双旋翼间的气动干扰强度逐渐恢复,因此下旋翼拉力增益的下降速度比上旋翼更大;共轴旋翼桨尖涡相对卷起高度和扩张半径均随离地高度增加而减小。     

飞行体的海空背景反射与辐射计算

研究了对近海飞行体的红外特性有重要影响的海空背景辐射的反射特性.讨论了波浪面起伏随机规律,随机起伏对海面自身辐射及对阳光反射的影响,推演了此种随机起伏波浪面的自身辐射及反射的阳光在观测点形成的辐照度的计算方法.给出的算例结果表明,海空背景对飞行体的红外特性尤其对其前半球的红外特性有重要的意义.