磨削表面形貌建模研究现状与展望

文 摘 磨削表面形貌是磨削表面完整性的重要指标之一,其对材料的接触应力、耐磨耐腐蚀性及抗疲劳强度等起着关键作用。本文概述分析了国内外在磨削表面形貌建模方法、技术路线、研究结果等所取得的进展,对磨削表面形貌建模的三类方法(经验建模法、理论建模法、有限元分析法)进行了综述,对各类建模方法的原理和优缺点进行论述,指出当前相关磨削表面形貌研究方向存在的问题。最后,提出了磨削表面形貌建模研究的发展方向。     

80°后掠三角翼强迫俯仰、自由滚转双自由度耦合运动特性数值研究北大核心CSCD

耦合求解NS方程和刚体动力学方程数值研究了80°后掠三角翼强迫俯仰、自由滚转双自由度运动特性。内容包括:对比双自由度俯仰/滚转运动和单自由度滚转及俯仰运动特性的差异,研究动态俯仰角对三角翼滚转运动振幅和频率的影响以及三角翼双自由度运动条件下的气动力特性。结果表明:在动态俯仰角的影响下,细长三角翼不能形成极限环形式的振荡;俯仰运动的迟滞效应造成滚转振幅的变化落后于俯仰角的变化;俯仰耦合滚转运动将会导致飞行器升力降低,横向稳定性变差。     

黎曼边界条件在高阶精度非结构有限体积方法中的验证与应用

黎曼边界条件是一种弱施加边界条件.通过引入有限波模型,对亚声速入口、出口以及远场边界可采用精确求解黎曼问题来统一处理,有效简化了此类边界条件的施加过程,避免了基于特征关系式与黎曼不变量的推导,并已在二阶精度非结构有限体积方法中取得了较好的数值表现.为进一步验证该边界条件的实用价值,将其推广至高阶精度非结构有限体积离散....     

固体助推发动机技术研究进展及总体需求分析

随着固体助推发动机技术在航天运输领域的应用,运载火箭对航天动力系统的需求不断提升。美国、欧洲、日本、印度等国家和地区均发展并应用了固体助推发动机技术,并呈现出大推力、低成本、高可靠的技术特征。在总结国外固体助推发动机技术研究进展和发展趋势的基础上,从顶层规划、总体设计、工艺实现等方面提出了未来固体助推发动机技术的总体需求,为我国固体助推发动机技术发展方向提供参考。后续,发动机研制应在运载火箭总体与动力联合优化的基础上,持续开展性能提升和关键技术攻关。     

基于VRT的气象粒子群时域回波仿真研究

随着雷达使用频段提升,降雨、云雾等气象因素对雷达探测的影响逐渐不可忽视。为研究气象粒子群对雷达探测工作产生的影响,文章总结了电磁波在不同类型气象粒子群下的谱分布与衰减特性;再根据粒子谱方程给出气象粒子群的模型信息;最后基于矢量辐射传输方法,提出了一种改进的气象粒子群时域回波快速仿真的方法,包括分区加速、传播路径判断的优化,在大体量粒子群回波建模中的优化效果可达到普通方法的20倍左右。结果表明,雨粒子群对雷达探测工作会造成较大的杂波,其杂波幅值约为发射功率的10-4倍;云粒子群的时域结果存在较强的随机性;雾粒子群时域结果均匀且幅值较低。文章针对不同类型气象粒子群时域回波的仿真结果与分析,对雷达的精准探测研究具有一定参考价值。     

复杂航天器结构火工冲击环境预示方法研究

针对复杂航天器结构在宽频、瞬态火工冲击载荷激励下其响应难以预示的问题,以某型复杂卫星结构为研究对象开展了火工冲击环境预示方法研究。首先,推导了基于加速度频响函数(FRF)的虚拟模态综合法(VMSS)的理论公式。对于复杂卫星结构各子系统动力学特性存在较大差异的特点,建立了有限元-统计能量分析（FE-SEA）混合模型,并进行响应计算,获得了加速度频响包络曲线及模态数曲线,为虚拟模态综合法的响应预示提供输入。然后,对复杂卫星结构推进舱底板和侧板的火工冲击响应进行了计算分析。最后,将计算结果与整星火工分离冲击试验结果对比发现两者基本保持一致。研究结果表明,联合FE-SEA混合建模技术和虚拟模态综合法能够对复杂卫星结构火工冲击环境进行较为精确地预示。     

低温对涡轴发动机起动性能影响的试验与分析

为研究低温对涡轴发动机起动性能的影响,对国军标的适用与裁剪进行了讨论,开展了低温起动试验,试验以滑油箱内的滑油温度达到-34 ℃算起,冷浸4 h后进行起动,分析了低温起动过程的阻力矩、剩余扭矩、点火性能和温升效应对起动性能的影响。结果表明:-34 ℃条件下的初始阻力矩是25 ℃条件下的2.25倍,至点火转速附件阻力矩降低为1.53倍;温度越低,点火边界对应的索尔太平均直径(SMD)越小,燃烧室点火边界越窄;温升效应对低温起动性能的影响显著,考虑温升效应的起动时间延长约25%。热空气加温和起动滑油断油可以降低起动初始阻力矩,改善点火性能,从而提高了低温起动性能。研究结论对同类发动机开展低温起动试验、起动供油规律优化及相关研究提供了参考。      

飞机尾翼压力中心位置的计算

目前,我国飞机尾翼压力中心计算所参考的规范和方法主要有FQG(S)《飞机强度设计规范》(1975年版)和《尾翼强度设计指南》,选取不同的规范和方法计算得到的尾翼压力中心位置不同,所得到的尾翼载荷大小也有所区别.为了和飞机设计规范中的估算方法进行对比分析和讨论,介绍了一种基于全机压力分布数值计算(以下简称CFD计算)的飞...     

畸变进气压气机特性与气动稳定性的改进模拟技术及其实验研究

建立了预测畸变进气压气机特性与气动稳定性的改进多子区平行压气机模型。为了检验该模型的准确性, 进行了均匀及180°畸变进气下单级压气机特性与气动稳定性的实验研究。以实测的均匀进气单级压气机特性为基础, 应用改进的多子区平行压气机模型, 在与进气畸变实验完全相同的条件下, 对畸变进气单级压气机等转速线及其不稳定工作点进行了预测, 预测与实验吻合良好, 证明该模型是有效的。      

进气畸变下涡喷发动机转子间的气动耦合及稳定性分析

应用本文作者建立的改进多子区平行压气机模型, 对进气畸变下双转子涡喷发动机的实际工况进行了仿真, 得到了发动机各截面的总温、总压以及工作过程参数与性能参数等随低压转子相对折合转速nCOY, L的变化规律。特别是能从表征高、低压压气机气动稳定性的参数随nCOY, L的变化规律中看出双转子发动机的稳定工作范围。分析表明仿真结果与进气畸变下整机台架试验的参数变化规律相符。该仿真模型可作为发动机辅助设计与试验以及进气道/发动机相容性评定的有利工具。