热防护设计分析技术发展中的新概念与新趋势

热防护材料/结构是实现临近空间飞行器高速飞行的一项关键技术,近年来一些新的设计与分析方法不断涌现。本文对这些新的设计与分析方法进行了论述,综合分析后可以看出:热防护材料设计开始从原子、分子尺度出发,根据使用需求设计材料,并发展主动防护与控制环境技术;热防护结构设计在原有防热/承载一体化设计基础上,向多元化以及多功能一体化方向发展,同时积极发展新机制热防护概念设计;热防护分析方法更加注重复杂真实服役状态下多尺度、多物理场及非确定性的精细化分析。这些新概念和新技术有望给热防护技术带来革命性的进步。     

凹腔火焰稳定器组件界面的适配性研究

为研究超燃发动机凹腔火焰稳定器组件中陶瓷导流块与稳定器壳体的连接可靠性,针对来流马赫数6.0,总温1660K,总压2.5MPa的来流,计算了整个燃烧室的内表面温度分布。以此为输入条件,以凹腔火焰稳定器子结构为研究对象,并通过热传导分析计算得到凹腔火焰稳定器的体温度。对凹腔火焰稳定器进行了应力-应变分析,计算中特别考虑了碳化硅复合材料与陶瓷导流块的拉伸与压缩弹性模量不等这一特性。在全粘接情况下,从分析结果可以看出,由于导流块热膨胀系数高于稳定器壳体热膨胀系数,导流块将承受较大的压应力。在两者的粘接区端部均有较高的剪切应力及拉伸或压缩正应力,二者适配性较差。为了改善粘接区端部的应力集中问题,给出了中部粘接的连接方式。计算结果显示,粘接区域端部的正应力和切应力分别减小了78%以上和60%以上,此连接方式可较好地改善初始连接方式造成的稳定器壳体与导流块间的连接适配性差的问题。     

水雾对火箭射流压力脉动抑制效果的数值研究

为研究水雾对火箭射流压力脉动的抑制效果,以火箭在地下有限空间内发射为研究对象,采用平面波跨介质传播理论分析了水雾对压力脉动的抑制机理和效果。采用计算流体力学方法,考虑水滴破碎和蒸发作用,详细揭示了射流压力脉动与水雾的作用过程,并研究了水雾参数对压力脉动抑制效果的影响规律。数值结果表明,不同水滴直径的水雾对压力脉动有2种不同的抑制机理,当水雾的水滴直径大于0.7mm时,水雾对压力脉动的抑制效率随水滴直径增大而降低;当水滴直径小于0.7mm时,抑制效率受水滴直径变化的影响可以忽略;临界直径的值是压力脉动时间特性的函数。此外,水雾的浓度越高,水雾对射流压力脉动的抑制效果越好;压力脉动抑制效果与水雾层厚度之间呈类似抛物线关系,当水雾层厚度为0.3m时,传递系数不大于0.43,水雾对射流压力脉动有最优的抑制效果。     

分段式笼型转子无刷双馈电机的设计与分析

无刷双馈电机(BDFM)在风力发电系统中具有广阔的应用前景。其转子的磁场调制能力优劣直接影响着该类电机的功率密度和效率。基于笼型转子结构提出一种分段式笼型转子结构。介绍了BDFM的拓扑结构和变速恒频发电的基本原理,将几种笼型转子结构的BDFM进行有限元对比分析,深入研究转子导条间隔角度和导条层数对新型转子耦合能力的影响,确定了使得分段式笼型转子具有较强磁场调制能力的结构参数。结果表明:该新型转子结构在保证一定耦合能力的情况下,端部空间利用率更高,电机功率密度更大,且转子结构简单可靠、易于制造。     

双脉冲发动机EPDM软隔层黏超弹本构模型

三元乙丙橡胶（EPDM）用于软隔层式双脉冲固体火箭发动机软质脉冲隔离装置（PSD）时,主要在Ⅰ脉冲工作时起到绝热抗烧蚀作用,同时保证Ⅱ脉冲能够可靠工作。根据橡胶类材料连续介质力学理论,建立了描述EPDM软隔层在有限变形下的黏超弹本构模型。模型由超弹部分和非线性黏弹性部分构成：超弹部分在Mooney-Rivlin模型的基础上进行了改进,使之能够描述大应变时的硬化现象;非线性黏弹性部分采用广义黏弹性模型,采用无量纲形式的KWW方程替代了传统的Prony级数,使得用2个参数就能预测较大应变率范围内的力学响应。利用万能材料实验机对EPDM软隔层进行了多步松弛实验和单轴等速率拉伸实验,然后根据实验结果,采用分步拟合的方法求出模型参数,利用所建立的本构模型对其余的实验结果进行预测并与实验结果进行比较,对比结果表明所建立的模型能较好地预测EPDM软隔层伸长比在800%以内的单轴等速拉伸响应。最后利用文献中的实验数据验证了所建立的模型能够较好地预测多种工况下的力学响应。     

一种变旋翼转速直升机/涡轴发动机非线性模型预测控制方法研究

为了实现变旋翼转速直升机/涡轴发动机快速响应控制,提出了一种基于神经网络的直升机旋翼预测模型与基于状态变量模型的涡轴发动机预测模型的新型非线性模型预测控制方法。所建目标函数除了包含转速控制指标外,还考虑了经两级变速双离合器传动机构传扭后发动机输出轴的转子动力学特性。不同飞行任务下的数值仿真结果表明:相对于PID控制器而言,非线性模型预测控制器可在满足压气机转速、发动机静强度等限制条件下使动力涡轮转速在变旋翼转速过程中的超调量减小50%,下垂量降至0.2%以内,实现了涡轴发动机的快速响应控制的同时,有利于改善发动机使用寿命。     

圆锥表面螺旋槽缠绕网格的数控加工方法

为探索圆锥表面螺旋槽缠绕网格结构的数控加工方法,从圆锥等螺距螺旋线参数方程入手,经过坐标转换,推导出螺旋槽的加工刀位点信息,最终实现在三轴联动机床上采用恒定刀轴角度对圆锥表面等螺距螺旋槽的数控加工。研究结果表明,此类加工方法加工出的螺旋槽侧壁和底部垂直度达到0. 02 mm,表面粗糙度达到1. 6μm,槽深6～6. 03 mm,与五轴加工相比均有显著提升,而且加工效率提高一倍,成本降低68%,在工程中可以推广应用。     

民用飞机侧滑角传感器安装位置数值研究

侧滑角传感器的安装位置会影响当地侧滑角测量的准确性,并且其尾迹涡可能会影响到布置在机头两侧其他传感器,因而研究侧滑角传感器的安装定位对民用飞机的操控特性和安全性有着重要意义。采用基于非结构网格的计算流体力学(computational fluid dynamic,简称CFD)数值模拟方法研究了侧滑角传感器安装位置对机头附近当地侧滑角和对当地攻角的影响。计算构型分别为全机干净机身构型和全机干净机身加上安装在机头上两组不同位置分布的侧滑角传感器构型。计算工况为来流马赫数0.85,来流攻角±2°,干净构型的来流侧滑角为0°～20°,传感器构型来流侧滑角0°和10°。对三种构型的流场、机头偏移面处当地侧滑角、当地攻角分布和无量纲涡量分布进行了分析比较,得到侧滑角传感器处当地侧滑角随来流侧滑角的变化规律,以及侧滑角传感器的尾迹影响区域及其对机头两侧当地攻角分布的影响,并给出了侧滑角传感器尾迹影响下机头两侧攻角传感器的合理布置区域。     

基于Archard模型的刷式密封单边磨损特性

为揭示刷式密封磨损规律,针对其结构特点构建了刷丝磨损量关于时间的一阶线性非齐次微分方程,求解得到刷丝磨损量、磨损率计算的数学模型。在此基础上数值研究了结构和工况参数对磨损量和磨损率的影响规律,并分析了结构参数对刷式密封磨损特性影响的灵敏度。结果显示:采用文中磨损计算结果进行的刷式密封考虑磨损效应的泄漏量计算结果与试验最大误差是778%,证明了计算模型的合理性。最终磨损量随刷丝直径、角度的增加而增大,刷丝高度、刷环内径对其没有影响。磨损率系数随刷丝直径、刷环内径的增加而增大,随刷丝高度、刷丝角度的增加而减小。结构参数对磨损总量影响的灵敏度由大到小依次为刷丝直径、刷丝角度、刷丝高度和刷环内径。     

超声速细长飞行器前置小翼展开过程的非定常特性

针对大长细比飞行器外形超声速大迎角条件下前置小翼展开过程引起的非定常问题,应用结构动网格技术和基于脱体涡模拟（DES）的非定常数值模拟技术进行了研究,获得了详细的小翼展开过程流场结构非定常变化特性,并分析了小翼展开引起的法向力、纵向压心系数等气动特性随展开角度的变化规律。研究结果表明：超声速大迎角条件下前置小翼展开过程对小翼附近区域以及尾舵区域产生了强烈的干扰影响。小翼完全展开后,压心前移4.1%,降低了飞行器静稳定性,法向力系数增加15.6%,提高了气动过载,对飞行器机动性能均产生有利影响。