排气扩压器对TBCC排气系统的流道性能影响研究

为了研究不同的排气扩压器（简称排扩）直径、排扩形状以及排扩与单边膨胀组合喷管模型之间的相对位置对缩比喷管试验推力测量的影响,对3种排扩在不同的长径比下,进行了共6组风洞试验,同时对相应工况进行了数值模拟,并将试验与数值计算结果进行比较。研究结果表明：排扩的形状对喷管测力影响很小;大直径的排扩2的距离变化对测得的推力系数基本没有影响,但小直径的排扩1在排扩入口与喷管出口齐平工况下测得的推力系数明显小于喷管伸入排扩工况;在喷管模型伸入排扩工况下,排扩的直径对喷管测力基本无影响,但是在喷管出口与排扩入口齐平的工况下,使用小直径的排扩1会使测得的推力系数偏小。因此,排扩的几何参数变化对喷管外壁面的边界层流动影响很小,在排扩对喷管出口流场产生雍塞时,会影响喷管的推力测量。     

紊流冲击射流数学研究中的壁面函数法(英文)

使用低雷诺数 k-ε模型、标准 k-ε模型和改进的 k-ε模型计算了半封闭圆形冲击射流的紊流流场 ,并将结果作了对比。其中 ,改进的 k-ε模型在其模化过程中重新考虑了 ε方程中的脉动压力扩散项。结果表明 :低雷诺数 k-ε模型、标准 k-ε模型的计算结果很差 ,而改进的 k-ε模型的结果却要好得多 ,特别是对紊动能的改进尤其明显。因此可以认为 :标准 k-ε模型的计算结果很差是由于它在模化中没有考虑脉动压力扩散项 ,而并不是文献中所认为的是由于在近壁区使用了壁面函数法。     

建库温度在超声速火焰面模型中的影响

在火焰面模型中,数据库计算结果的准确程度对之后湍流燃烧流场的预测精度有重要影响。为了研究建库温度在超声速火焰面模型中的影响作用,在建立火焰面数据库时增加了建库氧化剂温度这一维度,并提出了一种由流场各点平均温度确定其对应的建库氧化剂温度的查表方法。针对DLR结构的超声速燃烧室,以煤油作为燃料,在五个温度级别条件下建立火焰面数据库,考察了建库温度对一维火焰面数据库以及二维燃烧流场计算结果的影响。研究结果表明,建库温度对一维火焰面的温度和组分分布有较为明显的影响,增加建库温度这一查表维度有助于改善超声速湍流燃烧流场的预测精度。     

跨声速涡轮平面叶栅实验与激波控制研究

开展了跨声速涡轮平面叶栅吹风实验,采用纹影技术捕捉静叶尾缘的激波现象并测量了流道中总压和静压分布。基于CFX软件,采用与实验相同的边界条件对实验叶栅进行了数值模拟分析,获得了流场分布、激波损失分布、激波/尾迹和边界层干扰分布等。综合实验与数值模拟结果,分析了叶片表面静压分布特点、叶栅出口周向总压分布特点及叶栅能量损失系数与出口马赫数的关系,发现激波损失在气动损失中占有很大比重。为了削弱激波强度以降低激波损失,通过控制叶型,使压力面负荷向尾缘移动,由此使得叶栅总压恢复系数增大0.003 6,能量损失系数降低0.185 8,总体激波损失减弱。     

BDNPF/A增塑PET推进剂界面组分迁移及影响

针对双(2,2-二硝基丙基)缩甲醛/缩乙醛(BDNPF/A)增塑的端羟基四氢呋喃-环氧乙烷共聚醚(PET)推进剂/衬层粘接体系,采用分子动力学模拟和高效液相色谱法,研究关键组分在界面层的迁移规律,并考察其对粘接性能的影响。结果表明,固化温度对固化催化剂三苯基铋(TPB)的扩散速率影响显著,随着固化温度的提升,TPB的扩散速率呈数量级增加;BDNPF/A增塑剂中BDNPA在高温下扩散速率明显加快,BDNPF的扩散速率受温度影响较小,BDNPA对PET/端羟基聚丁二烯(HTPB)界面层的固化形成过程影响比BDNPF大;PET/HTPB界面层形成后,甲苯二异氰酸酯(TDI)扩散缓慢,提高TDI用量或增加固化时间有助于界面层扩展;当固化温度为343 K、固化参数为1.6、固化时间为5 d时,界面层中BDNPF/A增塑剂含量下降至0.1%,界面粘接强度提升至0.95 MPa。     

一种谐波减速器不对中误差分析方法

在空间环境中运行的星载天线转动单元中的谐波减速器产生的不对中故障信号故障特征难以提取,针对此问题提出了一种优化变分模态分解的故障诊断方法,这种方法基于鲸鱼优化算法(WOA)和Teager能量算子(TEO)包络解调。首先,由于包络熵对故障信号特征非常敏感,故采用包络熵作为适应度函数,同时其也是鲸鱼优化算法的目标函数。其次,WOA具有操作简单、调整参数少、跳出局部最优能力强等诸多优点,故使用WOA对变分模态分解(VMD)进行优化,构建优化算法。最后,使用Teager能量算子对本征模态分量(IMFC)进行处理。所提出的方法用于分析谐波减速器输入、输出轴两端收集的实验信号。通过与传统的快速傅里叶变换方法进行对比结果表明,所提出的方法提高了分解效率,在分解参数的原则和故障信号提取精度方面具有良好的性能,误差不超过2%,能够实现谐波减速器不对中故障信号的精确诊断,具有一定的研究意义与工程实用价值。     

航空发动机吞冰损伤一体化数值模拟平台搭建与验证

为了给航空发动机在进气条件下的吞冰损伤物理试验提供多方案快速优化的数值参考,建立了航空发动机叶片吞冰损 伤快速分析的数值模拟方法和流程,并形成了1套软件系统。该系统通过研究发动机进气吞冰过程中冰体6自由度运动姿态和轨 迹的流场快速模拟方法,建立了吞冰流场的数值仿真模型;通过冰体的本构模型及冰体撞击叶片损伤效应的系统研究,准确建立 了叶片损伤模型;将吞冰流场计算和冰撞击过程计算进行了一体化耦合,形成了航空发动机叶片吞冰损伤的快速分析软件系统, 建立了冰块运动姿态、冰块撞击叶片破碎过程及轨迹预测的一体化仿真流程。结果表明：数值计算方法能够有效预测冰块运动轨 迹和撞击变形量,变形量误差不大于8%;该软件系统有效地解决了吞冰损伤复杂过程有限元模型的自动生成问题,极大地提高了 分析效率,可有效节约试验成本、提高试验效率。     

航空维修便携式计算机发展现状及挑战

航空维修便携式计算机已成为现代数字化维修系统中的重要组成部分,发展功能强大、价格适中的PMA是航空工业发达国家领域中的一个难点。本文分析了PMA发展的现状及制约因素,并提出解决意见。     

星载大型不规则回转体的动平衡设计仿真

文章将不规则回转体旋转中心处的约束反力和力矩作为模型动平衡特性的判定依据,借助运动学仿真软件ADAMS,进行了结构动平衡设计的仿真分析。分析了回转体静平衡和动平衡的关系,推导了回转体要实现动平衡所需的条件,给出了回转体静平衡和动平衡的评价标准,讨论了回转体模型质量分布与配平结果之间的相位关系。动平衡设计前后结构动平衡特性的对比显示,动平衡设计后,回转体旋转中心处的扰动力和扰动力矩明显减小,结构动平衡特性显著改善。