复杂外形航空发动机TC4钛合金宽弦空心风扇叶片弯扭成形

弯扭成形是钛合金空心风扇叶片制造中一种有效的辅助成形手段,赋予空心叶片毛坯理想的过渡形状,改善工艺性。针对应用于大涵道比涡扇发动机的TC4钛合金宽弦空心风扇叶片的工艺试验件,研究适用于复杂外形叶片的单轴扭转与双轴扭转两种弯扭方法,提出了夹头运动参数的设计方法,分析了机构的运动规律以及成形原理。基于有限元模拟,研究了扭转方式以及弯扭路径等关键工艺参数对于制件外形、变形区分布、扭转力矩以及表面缺陷的影响,并进行了弯扭实验。结果表明,采用单轴扭转方式,弯扭温度为750℃,叶尖夹头扭角为20.4°,扭转速度为0.68(°)/min,能够将平板毛坯成形出合理的过渡形状。弯扭后面板上出现了失稳凹陷,与有限元结果一致。     

基于马氏距离的航空发动机健康监控方法

航空发动机健康监控是实现航空发动机健康管理的关键技术之一。针对航空发动机健康监控高维计算复杂度高的问题,提出了一种基于主成分分析与马氏距离结合的计算方法。首先通过主成分分析对性能监测参数进行降维,并采用马氏距离计算发动机的健康参数,最终根据威布尔分布确定健康参数的警戒值。实例计算结果表明,方法能够较好反映航空发动机健康状态,并能检测运行过程中出现的异常点。     

大涵道比风扇转子的非定常数值模拟

为了更好地设计大涵道比风扇转子及外涵导叶(OGV),采用非线性谐波法对某大涵道比风扇转子及OGV进行了非定常和定常数值计算,2种计算方法获得的风扇外涵级的流量、增压比、绝热效率有一定差异,并分析了性能变化的原因。通过对其典型截面的非定常流场进行快速傅里叶分解,在频域内分析了风扇转子和OGV之间的转静干扰效应,以及交界面典型脉动量的周向波形,从频域的角度分析了影响性能的原因;同时观察到一些时域中难呈现的现象。结果表明:通过非定常数值计算,大涵道比风扇外涵级绝热效率曲线随时间变化呈现正弦曲线的形状,幅值约为0.59个百分点;风扇外涵级绝热效率最高、最低点分别出现在风扇尾迹通过静子通道的约3/4和1/4处。     

超声速内埋武器不同分离方式分析

为给高空高速无人机内埋武器分离方式的选择提供权衡依据,建立了弹舱及弹体模型,采用chimera嵌套网格方法与Menter SST k-ω湍流模式,对舱内重力投放、舱内弹射投放及舱外重力投放三种内埋武器分离方式在高空高速条件下的内埋武器分离过程进行了仿真分析,对比了三种分离方式分离过程的流场特性与弹体运动参数。结果表明,在Ma=3.7,高度为2.5 km的条件下,舱内弹射投放与舱内重力投放能够使内埋武器安全分离,舱外重力投放在高空高速条件下无法完成内埋武器的安全分离,弹体无法快速下落并伴有大幅振荡,威胁无人机的飞行安全。     

静子容腔泄漏对某压气机性能影响的数值研究

利用全三维数值模拟方法研究了压气机静子容腔泄漏流动对压气机性能以及流场的影响,研究表明静子容腔泄漏流动不仅导致压气机效率和压比降低,而且使得压气机提前失速,稳定裕度下降5.19%.详细流场分析显示静子容腔泄漏流动对上游叶片排流动影响较小,但对本级静子以及后面叶片排根部流场的影响明显,静子容腔泄漏流动还改变了压气机失速的原因:静子容腔泄漏流动导致第1级静子根部尾缘发生流动分离,使得第2级转子根部攻角过大,整个叶背发生流动分离,引起压气机提前失速.      

高超声速飞行器表面测热技术综述

高超声速飞行中飞行器表面气动加热量是飞行器热防护系统最为关键的设计输入,在理论计算与地面模拟的有限近似条件下,通过飞行试验实时获取真实环境下飞行器表面的气动加热量,并在此基础上完成对计算模型与地面试验的验证与改进具有重要意义。详细列举了20世纪50年代以来,国外具有代表性的飞行试验与测热方案。以“内置式”与“嵌入式”作为测热技术的分类特征,介绍了各类测试设备及相应的飞行试验结果。着重分析了“热匹配性”与“结构匹配性”作为关键因素对飞行测热技术的影响,通过飞行试验实例介绍了该问题的解决方法及工程经验。归纳了飞行测热技术发展的共性、特点与未来趋势,并结合当前我国发展现状,对该领域未来研究提出建议。     

改进集对分析的多属性决策方法在通信干扰目标威胁排序中的应用

针对属性值以区间数形式的模糊多属性决策问题,提出了基于集对分析理论的综合理想方案决策方法。该方法将集对分析理论的应用范围从精确实数域拓展到模糊区间数域,在承认不确定性因素的情况下,对各个方案与正理想方案和负理想方案所组成的区间型集对进行了分析,得出同异反联系数,以γ准则为依据实现了模糊多属性决策。通信干扰目标威胁排序的实例计算表明,该方法是处理模糊多属性决策问题的一种有效方法,同时为通信干扰目标威胁排序提供了一种新的方法。     

单轨火箭橇阻力板刹车技术研究

简要介绍了火箭橇刹车技术, 着重阐述阻力板刹车技术原理, 阻力板设 计、优化方法,并以某型试验为例,对阻力板在多级单轨火箭橇试验中的应用方法以及 阻力板设计,气动仿真结果进行详细分析和研究。该研究首先通过气动仿真分析对已完 成试验的火箭橇进行气动分析计算,通过对比试验结果验证分析计算的正确性;再通过 相同的方法对某型设计有阻力板的火箭橇进行分析计算,计算出此火箭橇气动阻力。分 析显示,本研究有效提高了火箭橇无损回收的可靠性。     

HTPB推进剂拉伸力学行为的应变速率相关超弹本构模型

为研究HTPB推进剂拉伸力学行为的应变速率相关性,采用万能试验机和液压试验机,在室温下开展了不同应变速率(1.2×10~(-4)~80s~(-1))的拉伸实验。结果表明:给定应变对应的应力随应变率对数双线性增加,1s~(-1)为双线性关系的转折点;随应变的减小,HTPB推进剂的应变率敏感性线性增强。在Mohotti建立的模型基础上,结合拉伸力学行为的双线性率相关特性及应变率敏感性的应变依赖性,提出改进的应变速率相关超弹本构模型。该模型以超弹性元件作为基础描述参考应变率下的力学行为,率相关元件乘入超弹性元件描述率相关特性。模型预测与实验曲线对比表明:所提出的率相关超弹本构模型能够描述HTPB推进剂在1.2×10~(-4)~80s~(-1)应变率、30%应变范围内的拉伸力学行为。     

水下固体火箭发动机的推力特性

在微观层面上对火箭发动机射流结构变化对推力的影响规律进行分析研究.采用轴对称模型对不同工况下的二维发动机模型进行数值模拟,获取推力振荡曲线,并研究不同阶段的推力变化,探究推力峰值与断裂的对应关系及推力振荡幅值与频率随工作环境变化的关系.研究结果表明:推力振荡产生的原因是射流在激波诱导下产生周期性颈缩;由于胀股及回击破碎的作用,水下射流推力存在多阶频率峰值;根据胀股主要处于中频段的重要结论对前4阶频率的研究表明射流回击与胀股具有相关性.