一种TiAl合金高温低循环疲劳性能及失效机理

通过对TiAl合金进行总应变范围控制的高温(750℃)低循环疲劳实验,研究双态(Duplex,DP)和全片层(Fully Lamellar,FL)组织形态对TiAl合金低循环疲劳性能和寿命的影响,并采用总应变幅-寿命方程对两类组态TiAl合金低循环疲劳寿命进行预测。结果表明:在相同温度和应变条件下,DP组态TiAl合金稳态迟滞回线对应的平均应力明显低于FL组态TiAl合金稳态迟滞回线对应的平均应力;采用总应变幅-疲劳寿命方程能够准确预测两种组态TiAl合金在750℃下的疲劳寿命,预测寿命基本位于试验寿命的±2倍分散带以内;另外,DP组态TiAl合金的疲劳源区位于试样的近心部,而FL组态TiAl合金的疲劳源区位于试样的次表面,两类组态TiAl合金的高温疲劳失效机理存在明显差异。     

异辛烷预混层流火焰结构的数值研究

为解决化石燃料燃烧带来的问题,需要对燃料的基础燃烧特性进行深入研究。为此通过数值计算研究了初始压强50~101k Pa,初始温度298~353K,当量比0.6~1.5异辛烷的预混层流火焰结构特性,分析了初始压强、初始温度、当量比对火焰厚度、反应区厚度、厚度比的影响。数值计算结果表明:火焰厚度、反应区厚度、厚度比会随着初始压强和初始温度的升高而减小,随当量比的增加先减小后增大;火焰厚度、反应区厚度、厚度比分别在当量比1.1,0.9,1.3时获得最小值;层流燃烧速度与H+OH的最大浓度有密切关系,都随初始温度的增加而增加,随初始压强的增加而减小。通过敏感性分析,发现H主要通过R3,R24,R97,R162,R163,R179生成,通过R1,R12,R14消耗;OH主要通过R1与R14生成,通过R3,R12,R16,R29,R95,R97消耗。     

减振器布局和跨度对捷联惯组振动影响

针对采用空间五点减振的捷联惯组系统, 介绍了其总体设计方案, 对减振 系统的固有频率进行了理论推导和模态仿真,对不同减振布局下捷联惯组的冲击响应进 行了分析。结果表明：对于空间五点减振的捷联惯组,其线振动固有频率不随减振器的 位置而改变,而角振动固有频率随减振器跨度的增大而增大;单独改变第5 点减振器的 位置对调整系统角振动固有频率的作用有限,但可有效影响系统的偏心量,进而显著改 变IMU 在冲击下的角振动响应幅值,较小的偏心量可以降低系统在冲击作用下的角振动 幅值;在系统偏心量不变的情况下,同步增加除第5 点外的其余4 个减振器的跨度,有 利于减少系统的角振动响应幅值。     

齿位置对压气机级间封严影响的数值研究

通过对压气机级间封严不同齿位置时的流场和温度场进行数值模拟,获得其泄漏特性、旋流特性和风阻温升特性.研究单齿、双齿和三齿的相对位置对级间篦齿封严的流量系数、出口旋转比和风阻温升的影响.结果表明:单齿情况下,单齿在下游时的流量系数最小,出口旋转比和风阻温升最大.双齿情况下,上游和下游各一齿时的流量系数最小.三齿情况下,上、下游和中间各一齿时流量系数最小.出口旋转比和风阻温升都随流量系数的减小而增大.      

基于应变路径非比例度的多轴疲劳寿命预测

在分析多轴疲劳几种常用非比例度定义的基础上,提出了一种非比例度定义方法,进而以American Society of Mechanical Engineers(ASME) 规范案例中非比例加载多轴疲劳设计准则采用的应变参量作为基本损伤参量,发展了一种新的多轴疲劳寿命预测模型.结果表明:①所提出的非比例度定义可以描述任意已知轮廓的、非周期的、变幅的非比例加载路径;②与两种常用的多轴非比例加载疲劳寿命模型的预测结果对比可知,新的寿命预测模型对14种比例和非比例加载路径下304不锈钢材料的寿命预测与试验吻合更好,预测结果基本位于2倍分散带以内.      

组合抽吸对高负荷压气机叶栅流动分离控制的研究

为了研究组合抽吸对高负荷压气机叶栅内部分离流动控制的效果和机理,以内部同时存在有吸力面附面层分离和角区分离的压气机叶栅为研究对象,利用实验和数值模拟对3种不同的抽吸方案进行了探索。结果表明:附面层抽吸可以显著地改善叶栅性能和攻角特性; 在-5°～8°攻角范围内,吸附式叶栅的叶型损失系数得到了显著的降低,且抽吸量为0.76%时对应的损失系数降幅达到约67%;吸力面局部叶展抽吸方案(SS1)可以有效地消除抽吸叶展附近的分离,结果却导致角区分离面积变大;组合抽吸方案(CS)基本全部消除了叶栅内吸力面上的附面层分离和角区分离,因此全叶展上的负荷和扩压能力得到了显著的提升;不同攻角下损失系数随抽吸流量组合的变化规律不同,大攻角下吸力面上的抽吸控制更能有效地降低叶栅内的损失;进行组合抽吸时,需要针对不同的攻角选择最佳的抽吸流量组合。     

固体火箭发动机流体喉部推力矢量特性

针对采用水作为二次流工质的流体喉部进行了冷流实验及数值模拟研究.研究了该种固体火箭发动机流体喉部的一般规律,包括不同二次流射流方式,不同二次流流量下流体喉部的扼流性能,推力偏角及推力效率,数值模拟及实验结果吻合较好.结果表明:扼流性能与二次流的注射位置、注射角度及流量比有关,且随二次流/主流流量比的增大而增大.喉部二次流喷射能有效的调节有效喉部面积进而调节推力大小,当流量比为0.4时,最大有效喉部面积比为0.8;扩张段二次流喷射能有效调节推力方向,当流量比为0.4时,最大推力偏角为20°;喉部二次流与扩张段二次流入射位置存在相位差可有效降低喉部与扩张段二次流干扰.      

基于模型的民机液压告警系统验证方法研究

利用Simulink/Labview建立民用客机液压系统告警逻辑模型,通过注入顶层定义的根源故障获得可视化告警信息指示,符合设计分析结果,且具有故障叠加告警显示等优点,为验证复杂系统集成中面临的根源派生故障告警信息显示抑制和排序功能提供一种有意义的方法。     

高柔性低面密度预浸料的制备与性能研究

考察了高韧性预浸料用环氧树脂体系黏度对预浸料加工工艺的影响,探讨了涂膜和预浸复合工艺参数对预浸料质量的影响,采用热熔法工艺成功制备了高柔性低面密度预浸料。评价了预浸料的质量参数,单层厚度达到(25±5)μm,具有优良的粘结性和铺覆性。力学性能测试结果表明,相对于常规厚度预浸料,高柔性低面密度预浸料复合材料的层间断裂韧性、层剪强度和弯曲强度分别提高了19%、27.7%和15.3%。微观形貌观察表明高柔性低面密度预浸料制备的复合材料具有较好的界面结合强度。     

高超声速飞行器舵面作动器舱环境设计及应用

针对高超声速飞行器热结构区域作动器舱环境控制相关技术进行研究,包括耐热结构可重复使用防热设计、外部热结构的作动器舱热防护构型设计和作动器舱动密封设计等。根据舱体的不同部位采用隔热式、辐射式和热沉式的防热构型,而作动器与舱体的运动间隙密封则采用一体式动密封构件。通过隔热特性分析、承载能力分析和热设计仿真分析等手段,优选出合理的热防护系统的适用参数。