N_2O单组元微推力器真空试验设计与分析

提出了N2O单组元微推力器冲量测量方案.通过多次试验结果拟合稳态推力与压力之间的关系,再采用动态压力计算动态推力和冲量.对催化床尺寸为8mm×35mm和10mm×25mm两个微推力器进行了高空模拟试验研究,考察了流量对微推力器比冲的影响,得到了不同流量条件下稳态推力和压力之间的关系.试验方案与分析结果为微推力器精确...     

基于数值模拟的内斜齿轮成形磨削 砂轮修形方法

针对内斜齿轮数控成形磨削中较难解决的磨削干涉问题,研究了内斜齿轮成形磨削的砂轮修形方法.在建立内斜齿轮成形磨削数学模型的基础上,用截圆法得到磨削内斜齿轮时砂轮与齿槽接触点所满足的条件方程组,通过牛顿迭代法解此方程组求出砂轮廓形.用数值法模拟出所求砂轮的实际磨削齿形并与理论渐开线齿形作比较,以检验磨削是否干涉及砂轮半径和安装角的选取是否正确.基于 Visual C++ 6.0 编制内斜齿轮砂轮修形及误差分析软件,通过仿真正确选择砂轮安装角、砂轮半径,并输出数控砂轮修整程序.最后通过磨削和检测实例,验证了理论的正确性和软件的可行性.      

复合材料B基值计算方法及影响因素研究

概述了目前几种通用的复合材料B基值的计算方法,并对影响B基值精确度的因素进行了研究。重点讨论了分布函数、统计方法、样本大小、样本离散系数对计算复合材料B基值的影响。结果表明正态分布能够较好的拟合数据分布并能得到较高的B基值;M IL方法比FAA、小样本方法容易获得较为保守的B基值;当数据样本较小时,采用小样本方法可以获得较为稳定的B基值;当样本足够大时,可选用M IL或FAA方法计算B基值;在不忽略样本间实际存在的分散性前提下,应设法改善材料性能,降低样本数据的离散系数,才可提高B基值。     

柔性热敏薄膜传感器阵列工艺研究

分析了热敏薄膜传感器测量流场温度和壁面剪应力的原理,选择聚酰亚胺为衬底材料,金属镍为热敏材料,提出了一种电镀引线的柔性热敏薄膜传感器阵列结构及其制作工艺.经热敏性能测试,该柔性热敏薄膜传感器阵列结构简单,可贴附于高曲率复杂表面,实现非破坏动态流场参数测量.     

6156铝合金的人工时效与蠕变时效研究

采用光学显微及透射电子显微、维氏硬度、拉伸力学性能、电导率测试等技术,研究了试验6156铝合金的人工时效与蠕变时效强化规律与微观组织特征.结果表明,在本文试验的温度(155～175℃)-应力(0～200MPa) -时间(8～14h)范围内,采用不同制度的人工时效和蠕变时效样品的力学性能相差不大,但蠕变时效的析出相数量增...     

压敏涂料技术在风洞中的应用研究

压敏涂料技术是重要的风洞模型表面压力测量技术之一。作者介绍了压敏涂料的研制及该技术应用于风洞试验时的自动化试验图像采集技术、试验数据处理与修正技术及实际应用中的一些经验,给出了在飞机机翼、边条、前缘襟翼、副翼表面,压敏涂料技术与常规测压孔技术测量结果的比较。     

前体涡诱导机翼摇滚的人工转捩技术研究

针对翼身组合体由前体绕流主控的机翼摇滚运动现象,在常规低速风洞中为了模拟其前体流动的过临界Re数绕流流态,研究并提出了一种分布式多转捩丝人工转捩技术。该技术是在模型前体的两侧分别以模型周向角±56.25°为中心周向对称分布多对转捩丝,其间隔为22.5°。转捩丝的轴向位置是从x/D=0.306开始延伸到机翼前缘翼根所在截面。在这样的布局下,当模型摇滚时,前体两侧绕流的转捩有效区内就能始终保持至少各有一根转捩丝。这样,在常规低速风洞中进行模型滚转振荡实验时,利用上述人工转捩技术,只要摇滚的减缩频率足够低,在任一滚转角下就能使得前体的边界层流动转捩到过临界流态。最后,在北航D4常规低速风洞中通过该人工转捩技术,得到了在前体过临界Re数绕流流态下,翼身组合体的机翼摇滚运动形态。     

不锈钢表面氧化对RP一3航空煤油热氧化结焦的影响

利用有限元方法对航空发动机外部管路模态进行了计算,得到了管路的固有频率及模态振型;通过计算,分析了安装不同数量、位置的卡箍对管路固有频率的影响,以此为依据进行了管路调频,避免了管路共振的发生。     

仿蝇飞行器性能分析及参数优化

采用改进的准定常气动力和能耗估算方法,对仿蝇布局微型飞行器的结构参数和运动学参数进行了优化,估算了不同尺度样例飞行器的气动力和能耗.结果表明:①仿蝇气动布局更加适合厘米级、毫米级的飞行器,翼展大于3.75 cm时,其性能相对于同尺度的常规布局飞行器不再有优势.②仿蝇布局飞行器的最优运动学参数为:对称转动模式的转动周期为0.2T0.25T;扑动加减速周期为0.15T0.2T;平动迎角取值范围25°30°.增大扑动幅度可以降低扑动频率,但低扑动频率不能产生足够升力时,要减小扑动幅度,增大扑动频率.      

吹风比对旋转涡轮叶片气膜冷却的影响

对1.5级涡轮叶片在旋转状态下不同吹风比时的气膜冷却特性进行了实验研究.实验中基于动叶弦长的涡轮进口主流雷诺数为1.6451×105,冷却工质采用二氧化碳,对应主流射流密度比为1.57,实验涡轮转速为475 r/min,对应旋转数为1.901,吹风比为0.5~2.0.采用稳态液晶方法测温.结果表明:①压力面上,随吹风比的增大,气膜冷却效率升高,气膜覆盖区域增大,气膜轨迹的偏转程度减弱;②吸力面上,随吹风比的增大,气膜冷却效率先上升后下降,气膜覆盖区域亦先增加后减少,气膜轨迹的偏转程度不明显;③射流流动的曲率半径影响气膜对壁面的附着.