涡轮导叶压力面气膜孔排位置对气膜冷却特性的影响

为了研究气膜孔排位置对气膜冷却特性的影响,在涡轮导叶压力面布置了4排单排扩张型气膜孔(分别用PS1～PS4表示)并在跨声速风洞中进行了实验,通过气膜孔排下游的热电偶获得了气膜冷却效率和换热系数。叶栅进口雷诺数Re为3.0×105～9.0×105,PS1～PS4的吹风比BR为0.5～2.0,叶栅出口马赫数为0.8。实验结果表明:PS1位置的顺压梯度较大导致下游冷却效率随吹风比增大而升高,PS2下游小于30D (D为气膜孔直径)的区域最佳吹风比为BR=1.2,而大于30D的区域BR=2.0时气膜冷却效率最高。吹风比相同时,PS1由于孔的倾角较大导致其冷却效率低于PS2,而具有相同倾角的PS2,PS3,PS4冷却效率逐渐减小。除了PS2在BR=0.5时的工况,其它工况下冷气射流与主流的掺混导致PS1～PS4下游的换热系数比都大于1,PS2和PS3下游的换热系数比随吹风比增大而增大,PS1和PS4下游的换热系数比受吹风比影响较小。综合考虑气膜冷却效率和换热系数,在相同冷气量时PS2的冷却效果是最好的。     

Ti-5Al-2.5Sn ELI钛合金低温变形机理研究

为满足我国大型航天运输系统对130 L低温冷氦气瓶的应用需求,采用Ti-5Al-2.5Sn ELI钛合金板材结合超塑性等温精密冲压工艺研制了130 L低温冷氦气瓶,并系统研究了Ti-5Al-2.5Sn ELI钛合金的低温变形机理。研究结果表明,Ti-5Al-2.5Sn ELI钛合金在20 K条件下呈现出滑移+孪生交替进行的变形行为,原始板材的不完全再结晶现象在热成形过程中得以消除,且球体本体的完全等轴再结晶组织及曲折晶界特征可以很好地协调Ti-5Al-2.5Sn ELI钛合金的低温变形过程,使其具备优异的低温力学性能。说明采用的超塑性等温精密冲压工艺是一种研制大规格航天压力容器行之有效的工艺方案。     

辐射固化树脂体系合成原理研究

针对辐射固化复合材料树脂体系的原理,从引入具有辐敏性单体或基团入手,合成了活性稀释剂含硅丙烯酸酯和活性单体,如单官能、双官能的马来酰亚胺单体和芳香族酰亚胺单体,并对它们的结构进行了红外表征.实验结果表明,合成所得的树脂基体均可以实现辐射交联,且固化产物性能较优.      

延性材料断裂准则与平面应变断裂韧度

延性材料的临界断裂规律对结构完整性评价和金属塑性成形分析具有重要意义,但相关的弹塑性断裂强度研究长期存在瓶颈。本文针对30Cr2Ni4MoV低压转子钢和3Cr13不锈钢,完成了不同应力三轴度的4类试样拉伸破坏试验,基于FAT （Finite-element-analysis Aided Testing）方法,通过有限元迭代分析实现试样的载荷-位移关系逼近,进而获得材料直至断裂的全程等效应力-应变关系,并以此通过有限元正向分析获取4种试样的临界断裂阈值和临界应力三轴度,提出了基于临界断裂单元的应力三轴度与第一主应力阈值之间的对数型断裂强度准则。结果表明,2种材料、4类试样的FAT阈值分析结果与断裂强度准则符合良好。最后,基于断裂强度准则提出了依据I型裂纹尖端的应力分布预测材料平面应变启裂断裂韧度的新方法,并获得了30Cr2Ni4MoV低压转子钢和3Cr13不锈钢的平面应变启裂断裂韧度,结合临界断裂准则和裂纹静态扩展机理,提出了I型裂纹的材料J阻力曲线的理论预测方法,并给出了30Cr材料的预测结果。     

某型涡轴发动机起动控制规律优化设计及验证

某型涡轴发动机在低温环境下由于供油流量偏低多次起动失败,为此提出了1种优化的转速速率闭环起动控制规律,并根据发动机实际使用情况设计了供油限制线。经高空台验证,结果表明:采用优化的起动控制规律提高了发动机对低温环境下流量偏差的容忍能力,可解决该型发动机低温环境下起动失败问题。     

亚声速涡轮导叶全气膜冷却特性实验研究

为了获得亚声速涡轮导叶的全气膜冷却特性,在短周期高速风洞中对全气膜覆盖涡轮导叶实验件进行了实验,获得了涡轮叶片表面在不同主流雷诺数(Re=3.0×10~5～9.0×10~5)、二次流质量流量比(MFR=5.5%～12.5%)和主流湍流度(Tu=1.3%,14.7%)下的气膜冷却效率分布。实验叶片前缘有5排复合角度圆柱形气膜孔形成前缘喷淋冷却结构,压力面和吸力面分别有6排和3排圆柱形气膜孔。结果表明:在本文研究的质量流量比范围内,涡轮叶片压力面和吸力面的气膜冷却效率随着质量流量比的增大而减小,而前缘区域的冷却效率随质量流量比的增大而增大;雷诺数的变化主要影响叶片压力面相对弧长S/Smax-0.6区域的冷却效率分布,在高雷诺数(Re=9.0×10~5)下,大质量流量比的冷却效率最高,而在中低雷诺数(Re=3.0×105,6.4×105)下,小质量流量比的冷却效率最高;叶片前缘气膜冷却效率受主流湍流度升高的影响较小,而在压力面和吸力面冷却效率均随着湍流度的升高而降低。     

基于无级变速的直升机变旋翼转速控制模拟方法研究

为了扩大直升机变旋翼转速变化范围,开展了基于无级变速机构的直升机/传动系统/发动机连续变旋翼转速控制模拟方法研究。基于叶素法和容积动力学方法,建立了主旋翼/发动机综合数学模型用于直升机推进系统仿真,该模型由主旋翼简化模型和涡轴发动机部件级模型组成。在主旋翼/发动机综合模型的基础上,加入了基于能量法建立的无级变速传动装置动力学模型,通过变传动比实现变旋翼转速控制模拟,通过定常来流状态下的数字仿真,分析变旋翼转速控制过程对主旋翼和发动机状态的影响。结果表明,提出的变旋翼转速控制模拟方法在保证涡轴发动机动力涡轮转速变化小于1.5%的前提下使旋翼转速连续变化25%,建立的直升机/传动系统/发动机综合模型为变旋翼转速技术的设计与验证提供了较可靠的数字仿真平台。     

基于拐点检测的椭圆弧叶型前后缘评定算法

叶片前后缘的形位对叶片气动性能有着显著影响,且其分割结果也严重影响特征参数的精密计算。现有的叶片前后缘分割算法大多基于拓延算法的实现与改进,但是拓延算法本身尚不能自适应叶型截面尺寸来分割点云,而后续的改进算法在轮廓线误差控制上仍有待加强。针对叶片截面线前后缘的点云精确分割问题,参照椭圆弧叶型的造型设计特点,提出了基于拐点检测的前后缘评定算法。通过对截面线点云旋转、截取、顺时针排序以及拐点检测处理,实现了在高精度测量条件下对叶片前后缘的精确分割。最后设计了对比实验,验证了本文算法可以定性地分割叶片前后缘,并在线轮廓误差上保持了较低水平;论证了在逐点拓延椭圆拟合过程中,从凹性点即开始影响线轮廓误差。     

高超声速飞行器测热试验研究

在JF 8脉冲风洞中,来流马赫数Ma=8.0,来流单位长度雷诺数Re/L=1.47×107和2.52×107(1/m)两种试验条件下,对高超声速飞行器1/20缩尺模型进行了表面气动热的测量。模型迎角α=0°,10°,15°,20°,25°和30°。试验给出机身对称面、翼前缘、立尾前缘等处的热流率分布。机头部分最大热流率与由Fay Riddell公式计算的驻点热流Q0率接近,翼前缘最大热流率在全机身中最大,约为Q0的2倍,因此翼前缘的热环境是最严酷的。     

复合材料的安全系数统计分析

为了解决纤维增强树脂基复合材料(Fiber-reinforced plastics．FRP)结构设计中安全系数的取值问题,本文利用强度服从三参数Weibull分布。应力服从Gumbel分布时复合材料结构安全系数厂与可靠度之间的关系，对一些常用的FRP的安全系数与可靠度之间的关系进行了统计分析。给出了几种常用类型复合材料在不同应力变异系数和不同可靠度要求下的安全系数的统计取值范围。得到了应力变异系数为0．1,0.15和0.2时这些FRP的安全系数分散带。对于应力变异系数不等于0．1,0．15和0．2的情况，可以采用文中方法进行具体分析或进行插值计算。并得出了材料强度和应力的分散性对安全系数具有很大影响的结论。这对于复合材料结构设计有重要的参考价值。