高温环境下板壳结构局部屈曲理论研究

传统高温板壳结构的热屈曲分析方法,在解决热-机械载荷耦合作用下复杂板壳结构的屈曲问题时存在较大的局限性,合理的局部热屈曲理论分析方法有助于提高板壳热结构设计水平。因此,根据高温板壳的结构特征和力学特征,在"机械载荷等效成局部边界压应力效应"假设前提下,提出了四种典型的应力等效的局部热屈曲模型,基于初始后屈曲渐近分析理论,建立了一套有效的局部热屈曲理论分析方法。采用上述方法,研究了完善和具有初始缺陷板壳的弹性热后屈曲性态,具体分析了带预载的四边简支模型,带预载的四边固支模型,带预载的三边简支、一边自由模型以及带预载的三边固支、一边自由模型,给出了板壳长度尺寸、厚度等参数对热屈曲载荷的影响规律,并将其推广到高阶热屈曲问题中。分析结果表明:板体现为分叉式屈曲,壳体现为跳跃式屈曲;在长宽比一定的情况下,长度越长,屈曲临界载荷越小,厚度越厚,屈曲临界载荷越高。     

高速飞行器空腔脉动压力主动控制与非线性数值模拟

空腔脉动压力(空腔噪声)预测是高速飞行器内埋弹舱的关键技术之一。非线性噪声求解方法是近年来新提出的一种噪声求解方法,为研究该方法对空腔噪声的预测性能,将雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程与之相结合。首先,通过RANS求解空腔周围流场,得到初始湍流统计平均解,其中包含平均流场基本特征及强制设定的湍流脉动的统计描述。然后,采用非线性噪声求解方法重构噪声源并高精度模拟压力脉动的传播,计算了马赫数Ma=1.5和Ma=5条件下的空腔噪声。结果表明,噪声特性计算值与试验结果基本吻合,说明非线性噪声求解方法对于高速空腔流动噪声具有较好的预测能力。在此基础上,研究了马赫数Ma=1.5和Ma=5条件下在空腔前缘加入气帘喷流主动控制措施对噪声的抑制作用,并得出在超声速和高超声速条件下,气帘喷流对于空腔脉动压力都有较好的抑制作用。     

遗传与枚举混合算法对航空发动机复合材料主轴的优化设计

针对复合材料主轴优化设计中离散与连续变量共存的问题,提出了一种遗传算法与枚举法相结合的混合算法.以某航空发动机低压涡轮轴为原型,在满足静强度指标、临界转速及外廓尺寸要求前提下,利用该混合算法对复合材料主轴的铺层角度与厚度进行优化设计,以减轻主轴质量.结果表明:对于1~10层铺层,相比于全排列算法与单一遗传算法,混合算法能再减轻质量5.54%与3.87%;且当铺层数大于6时,混合算法计算效率能最多提高3.1倍.最后分析给出复合材料铺层厚度受强度的限制,不宜太薄的建议.      

光纤陀螺尖峰脉冲研究

对光纤陀螺尖峰脉冲进行了深入研究,建立了光纤陀螺前放电路的噪声模型,分析了两个关键参数带宽和放大倍数对陀螺噪声和信噪比的影响,仿真结果指出降低前放带宽、提高放大倍数可以大幅度提高陀螺的信噪比,由于光纤陀螺信号特性的限制,这些改变必须在切除尖峰脉冲后才可以实现。对比分析了常见的几种光纤陀螺尖峰脉冲抑制方案,选择了模拟开关切除尖峰脉冲方案进行试验,试验结果表明,尖峰脉冲抑制方案对光纤陀螺的输出数据噪声性能提升效果显著,改进后的陀螺噪声降低了13%。     

内机匣故障对燃烧室性能影响的数值与试验研究

为了研究内机匣故障对燃烧室性能的影响,在对某回流燃烧室的正常件及小弯管有裂缝故障件进行试验的基础上,通过可实现的k-ε湍流模型、颗粒随机轨道模型、火焰面模型和Kundu化学反应机理对模型燃烧室内3维2相燃烧流场进行了数值模拟,分别对小弯管不同裂缝长度(占模型弧长的10％、20％、30％、40％、50％)且最宽处为0.55 mm不变情况下的模型燃烧室的出口温度分布进行对比分析.结果表明:裂缝漏气导致叶尖温度降低,叶根温度升高,不利于涡轮转子叶片工作.     

船舶间冷循环多级动力涡轮气动优化设计

为了进行燃气轮机的间冷循环改造研究,需要对动力涡轮进行高效大功率重新设计。传统的准三维设计,由于对粘性影响的估算精度不够,导致设计和实际结果有一定偏差,尤其是对于多级涡轮设计,不但恶化了端部流场,还容易导致级间参数不匹配等问题。而近些年来的各种优化理论应用涡轮设计过程,由于计算量大、计算时间长、变量样本空间过于庞大,在实践中往往设计周期长,且难以有效实现。考虑了近端壁处粘性的影响,发展了一种基于传统无粘可控涡设计的局部环量再分布的先进涡设计技术,尽力减少端部二次流损失,并且改善叶片列间的匹配性能。基于CFD软件平台,将所发展的先进涡设计、级环境下单列叶栅局部优化和多级涡轮匹配优化联合实现多级涡轮的气动优化设计。最终所设计的间冷循环五级动力涡轮在满足设计流量的前提下,功率比设计值略高,轮周效率提高了1.36%,达到了轮周效率提高1%的设计要求。     

多学科设计优化方法在飞机设计中的应用研究

多学科设计优化(MDO)方法是提高飞机设计效率,得到最优设计方案的有效手段。在飞机设计过程中,需要确保飞机静安定裕度满足使用要求,因此需要充分考虑总体、气动等学科专业的耦合效应。针对这一问题,基于MDO软件Modelcenter构建飞机外形多学科优化协同设计流程,通过对某型飞机外形优化设计的实例分析,得到该机的最优外形修改方案,证明了MDO方法在飞机设计中应用的高效性。     

叶根负荷对低速压气机失稳过程影响实验研究

基于在一台单级低速轴流压气机上发现的增大叶尖负荷可以使其失稳先兆由模态波变为突尖波的现象,一种假设认为失速先兆的类型与压气机径向负荷分布有着密切的联系。对此,设计了一系列实验来验证叶根负荷大小对压气机失速先兆类型及其失稳发展过程的影响。通过在压气机进口安装特殊设计的叶根畸变屏,可以实现压气机工作在不同的径向负荷分布。均匀来流条件下压气机最终的失速是由模态波引起,在此基础上加装叶根畸变屏增大叶根负荷,压气机仍发生模态波型失速,但经过仔细分析数据后发现,由线性增长的模态波转化为最终大幅值旋转失速团的时间间隔却相较增大。在这段过程中,转子进口壁面压力信号显示叶尖区域不存在完整的周向传播扰动。与此同时,叶根处先兆信号幅值相较变大。进一步加大叶根负荷,叶根区域失速先兆的压力脉动变得更加剧烈,使得气流沿叶片径向的流动和掺混加剧,从而进一步延迟了先兆诱发失速团出现的时间。综上,通过研究表明:增大叶根负荷,压气机失稳过程发生改变,失速先兆诱发旋转失速团出现的时间延长;在叶根区域,失速先兆脉动信号随着叶根负荷的增大而愈发强烈;径向负荷分布是影响压气机失稳过程发生变化的重要因素。     

15%SiC_P/8009铝基复合材料热压缩流变应力行为

采用Gleeble-3500热模拟试验机对15%Si CP/8009铝基复合材料在温度为400~550℃和应变速率为0.001~1 s~(-1)条件下的热变形流变行为进行研究。结果表明:流变应力在开始阶段随应变的增加而增大,出现峰值后逐渐趋于平稳;流变应力随温度的升高而降低,随应变速率的增大而升高,呈现出正应变速率敏感性;流变应力行为可以用双曲正弦模型来描述,其热变形激活能为488.3853 k J/mol,应力指数为7.19022。     

某型涡扇发动机喷口控制系统数控改造方案设计

某型涡扇发动机采用的机械液压控制系统的喷口控制系统质量大、结构复杂、控制性能有限,在加力时产生一系列故障问题。在对原机械液压式喷口控制系统进行分析的基础上,提出对应的数控改造方案,建立仿真模型,并对此喷口数字电子控制系统进行仿真测试。结果表明:数控系统在发动机加力比变动的情况下,可以实现对喷口面积的有效控制,比原机械液压系统具有更好的控制品质,且对于不同的飞行条件也具有一定的适应性。