超临界环境下煤油替代物液滴燃烧特性数值研究

为研究液氧/煤油火箭发动机燃烧室内经喷注形成的煤油液滴的燃烧过程,基于实际气体状态方程、高压热物性修正、高压气液平衡和详细化学反应动力学,建立一维的全瞬态液滴燃烧模型,对超临界环境下两组分煤油替代物液滴的燃烧特性及液滴初始直径的影响进行仿真研究。结果表明,在超临界环境下,相比于煤油液滴纯蒸发过程,煤油液滴燃烧过程的迁移时刻大大提前;煤油液滴着火之后很快进入超临界燃烧阶段,此时液滴燃烧过程可以看成中心附近的燃料高浓度区与外侧氧气高浓度区之间的扩散燃烧过程;煤油液滴的火焰半径先增大,达到最大值之后开始减小,并减小为零,火焰温度在着火之后快速上升至最大值,并基本保持不变,在火焰半径减小为零之后开始降低;随着液滴初始直径的增大,火焰特性以及液滴中心参数变化曲线趋势不变、整体延迟,着火时间、迁移时间和液滴寿命增大。     

超细晶硬质合金加工机理及加工性能

围绕超细晶硬质合金精密磨削加工、在线电解修整磨削加工、电火花加工、超声复合加工、激光复合加工等加工方法,系统综述了超细晶硬质合金的加工机理和加工性能,并展望了超细晶硬质合金高效精密加工未来的研究重点。     

航空发动机涡轮叶片的失效分析与检测技术

通过分析航空发动机涡轮叶片的失效机理与寿命预测模型,从理论上阐述了导致叶片失效的关键因素。并针对影响叶片寿命的关键参数系统地阐述了目前的检测技术和发展趋势,主要包括叶片制造过程中叶片轮廓、进出气边轮廓、气膜孔、表面质量的检测,以及叶片服役后涂层质量、蠕变伸长量的离线和在线检测。检测技术既是叶片制造一致性的保障,同时也为失效机理和寿命预测提供实验测量数据,使预测模型更精准。     

双馈风机接入对系统极限切除角的影响

风电场的大规模接入对电网暂态稳定性造成的影响不容忽视。以含双馈风电机组的扩展两机系统为例,建立了双馈风机等值模型,将两机系统等值成单机无穷大系统,依据等面积法则详细推导了风电接入后系统极限切除角的解析式,进而定量分析了极限切除角随风电比例、风机并网位置、故障位置和负荷接入位置等4个影响因素的变化趋势,总结出4种影响因素对暂态功角稳定性的影响规律。在BPA和FASTEST中分别建立含双馈风机的扩展双机系统的仿真模型,对理论分析工作的正确性进行了仿真验证。     

基于负载惯量匹配的双电机同步控制方法

在交流伺服系统运动控制领域,针对双电机同步精确控制时由于两轴负载惯量相差较大、额定运行速度快、到位精度要求高等控制难点,提出了简单且有效的同步控制方法,并在试验中进行了验证。该方法包括对同步控制方式的设计和误差补偿算法2个部分。首先,设计使用基于虚拟主轴的主从控制方式,可实现惯量匹配的同步指令输出;在此基础上,从负载特性入手,提出了基于加权耦合的误差补偿方法,能实现快速稳定的同步误差补偿。仿真与试验结果表明,该方法能够满足伺服运动系统的定位精度和同步控制精度要求,同时在一定程度上提升了系统的平稳性和补偿响应速度,工程实现效果较好。     

基于代理模型的大型民机机翼气动优化设计

先进的气动优化设计思想与方法,对于提升大型民机气动与综合性能具有至关重要的意义。探讨了大型民机超临界机翼气动优化设计的基本准则和要点,并结合代理优化算法,提出了一种面向工程应用的多轮次高效全局气动优化设计方法。首先,通过一系列解析函数/翼型/机翼优化测试算例进行了验证。其次,将所提出的方法与人工修型相结合,开展了针对宽体客机超临界机翼的两轮气动优化设计,使其气动性能得到显著改善。最后,采用不同的雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程求解器对安装优化机翼的全机巡航构型进行了典型状态的气动性能综合评估。研究结果表明,所提出的代理优化算法具有很高的优化效率、较强的约束处理和全局优化能力;将所发展的基于代理模型的多轮次气动优化设计方法与人工修型相结合,能够获得满足设计要求的气动外形,验证了该方法在大型民机超临界机翼气动设计中的有效性和工程实用性。     

CFRP反射器型面主动控制和作动器位置优化

研究了运用压电陶瓷作动器对碳纤维增强复合材料（CFRP）格栅反射器的型面主动控制。首先,采用了一种具有独立电压自由度的梁单元,以及考虑高阶剪切变形的板单元,对主控格栅反射器进行有限元建模;运用能量变分哈密尔顿原理推导了主控格栅反射器的有限元控制方程,并给出了反射面型面残余均方根（RMS）误差最小的电压最优控制方法。然后,研究了在典型载荷下,反射面残余RMS误差最小的PZT作动器位置分布的优化配置问题;提出了一种将遗传算法和梯度投影方法相结合的改进优化方法,用来求出在限定作动器数量的条件下,作动器几何位置的优化配置,使控制后反射面的残余RMS误差最小;给出的数值算例验证了方法的正确性和有效性。最后,研制了格栅反射器型面主动控制的实验样机,针对反射器的初始制造误差进行了型面主动控制,验证了控制方法的可行性和有效性。     

翼身融合布局低速验证机前缘缝翼设计

翼身融合布局是未来民机最有可能实现的非常规布局形式,其气动布局方案的验证通常采用缩比模型飞行试验的方式进行。以某翼身融合布局低速验证机为研究对象,以数值计算方法为基础,分析了其在飞行试验中存在的纵向和横向不稳定现象,提出了改善的方案——增加前缘缝翼。对此验证机进行前缘缝翼的气动布局设计、典型翼型的二维前缘缝翼设计和机翼三维前缘缝翼的气动设计,利用数值计算方法对设计结果进行纵向和横向分析。结果显示,所设计的前缘缝翼可以明显地增大验证机的失速迎角,改善其纵向力矩特性和横向特性。     

耐温400℃、低损耗改性氰酸酯载体胶膜的制备及性能

采用双酚E型氰酸酯树脂(BECE)和端羟基聚醚砜(Mx)共改性酚醛型氰酸酯树脂(NovolacCE),并将其与石英布复合制备出了一种耐温400℃、低损耗的改性氰酸酯载体胶膜。结果表明,适量的BECE和Mx热混合加入Novolac-CE树脂中,改善了Novolac-CE的浸润性和韧性,其与石英纤维的接触角降至72.8°,冲击韧性提高到13 kJ/m~2。相比于没经过处理的石英布,经过0.5%KH550/乙醇溶液处理的石英布与Novolac-CE树脂间的粘接强度最大提高70%,但是过多的KH550加入影响胶膜的耐热性。胶膜经200℃/4 h固化后,400℃时剪切强度大于5 MPa,且连续使用60 min后强度保持率大于80%,介电损耗为0.014。胶膜具有良好的自黏性并且室温适用期大于15 d,可作为耐高温(400℃)透波粘接材料应用。     

复合材料壳段自动钻铆技术研究

拉铆型环槽铆钉广泛的应用于航天复合材料壳段装配,实现其自动钻铆对提高复合材料壳段的装配效率及装配质量具有重要的影响。本文在概述了环槽铆钉拉铆原理的基础上,综述了国内外关于自动钻铆技术的研究和发展概况,以自动钻铆设备供应商为代表,介绍自动钻铆技术的最新发展,并对常见的自动钻铆系统工作特点及效果做了系统分析,针对复合材料壳段装配特点提出一种自动钻铆技术方案,为实现复合材料壳段的自动钻铆奠定基础。