高速压气机等离子体流动控制仿真研究

为了研究等离子体流动控制扩大压气机稳定性的流动机理,采用数值模拟方法研究了三种轴向等离子体激励方式对转速15200r/min,叶尖速度350m/s的高速压气机的扩稳特性。结果表明,对于轴向布置的三组等离子体激励器,其安装位置对单转子轴流压气机扩稳效果具有重要的影响,当第二组激励器位于叶尖前缘时扩稳效果最好。通过分析可知,等离子体气动激励能够显著改善叶顶负荷分布,抑制动量比的增加,改善泄漏涡的位置与形态,抑制泄漏涡向前缘的摆动,减小叶顶阻塞区域,最终扩大了高速轴流压气机的稳定工作范围。     

波瓣混合器涡系结构及射流掺混机理的数值研究

借助流体力学软件ANSYS CFX,对波瓣混合器射流掺混流场进行了全三维定常数值模拟,研究了流场中各涡系结构的形成机理及发展过程,并详细探讨了其加速射流掺混过程的作用机制.结果表明:基于SST(shear stress transport)模型的封闭N-S方程能较好地模拟波瓣混合器射流掺混过程,波瓣特殊几何外形诱导产生的流向涡主要通过扭曲内外涵交界面的间接方式加速射流掺混过程,波瓣下游剪切层中K-H(Kelvin-Helmholtz)不稳定性发展而成的正交涡是直接加速射流掺混的关键因素,波谷附近二次流之间的相互作用所产生的通道涡对该区域内的射流掺混有明显的加速作用,受波瓣前缘切割的边界层在径向压力梯度作用下沿波瓣表面卷起而形成的马蹄涡对射流掺混的影响不是特别明显.      

冲击位置对斜搭接接头冲击后拉伸性能的影响

低速冲击损伤对复合材料胶接结构的力学性能存在威胁。对在搭接区域3个不同位置承受低速冲击的斜搭接接头进行冲击后拉伸试验,并分别建立胶接接头冲击及冲击后拉伸有限元模型。试验结果表明:冲击位置在搭接区尖端背侧,造成的凹坑深度最大,冲击后拉伸强度最低;冲击位置在搭接区中部,凹坑深度最小,冲击后拉伸强度最大;冲击位置在搭接区尖端侧,凹坑深度及冲击后拉伸强度居中。有限元分析结果表明胶层损伤和复合材料纤维损伤的大范围扩展是导致结构失效的主要原因。      

固体火箭发动机排气羽流对微波衰减的计算方法

研究了弱电离的羽流等离子体对平面正弦微波的衰减机理,应用羽流等离子体电磁场标准Maxwell方程,结合颗粒相产物充放电的Shukla方程,给出有效用于微波衰减的预估方法;编制了(Radio fre-quency attenuation calculation,简称RFAC)羽流场微波衰减计算软件;分析了羽流场各特性参数对复电导率及微波衰减常数的影响规律,并结合ThermoCalc推进剂热力学评估系统计算了两种不同推进剂配方下,喷管出口羽流场对微波制导信号的衰减,计算结果与文献中的实验结果符合较好.      

自适应滑模容错跟踪飞行控制律的设计

当飞行控制系统操纵面发生卡死或控制效率损伤故障时,采用自适应滑模控制方法进行容错跟踪飞行控制律的设计。采用单位向量法进行滑模控制器的设计,利用李雅普诺夫理论和Barbalat引理设计自适应滑模调节规律,同时能够保证闭环系统的渐近稳定性。利用某型飞机线性化模型进行仿真,结果表明,带有自适应调节规律的滑模控制方法不仅适合于正常情况下飞行控制律的设计,而且对操纵面损伤和卡死故障情况具有较强的适应能力,具有很好的跟踪控制效果和强鲁棒性。     

球管焊接应力应变有限元三维数值模拟

利用大型有限元分析软件ANSYS,对空心球与钢管焊接件的温度场和应力应变场进行了三维数值动态模拟。不同阶段具体控制措施的准确运用使焊接模拟这一复杂过程得以实现,有限元分析计算结果表明,由于钢球及钢管弧线方向不易变形,管球焊接焊缝应力水平较高,焊缝较易发生脆性破坏,合理的焊接速度与分段施焊法的应用均能有效降低焊接应力水平。     

复合弯掠定制叶型技术在对旋风机设计中的应用

简要介绍了复合弯掠定制叶型技术及其特点,论述了将该技术应用于对旋风机改型设计的工程实例。风机改型设计结果表明,该技术的应用,使对旋风机的效率及喘振裕度明显提高,叶片厚度和重量都有较大的减小。该实例验证了基于航空发动机高压压气机设计体系的复合弯掠定制叶型技术,在低速对旋风机设计中也具有良好的实用性和有效性。     

温度对预浸料铺放效果的影响

为了有效控制自动铺带成型工艺参数,针对自动铺带成型工艺过程,分析了自动铺带成型过程中温度对预浸料铺放效果的影响.在一定的压力和速度作用下,根据温度对自动铺带过程中预浸料基体流动性的影响,提出了一种基于热弹性理论来计算预浸料形变的方法.针对预浸料的铺覆性和形变进行自动铺放试验,验证了在自动铺带过程中温度对预浸料黏附性和带...     

直升机电力作业对维修的特殊要求与应对措施

直升机在电网巡线飞行时会受到高磁场环境的影响,作业时会采取多姿态飞行方式,这些都会影响直升机自身性能。本文针对直升机电力作业的特点,结合近年来机务人员对直升机的维修经验,提出了特殊要求和应对措施,以满足直升机电力作业适航的要求。     

流体喉部推力调节特性实验

采用空气与水作为二次流工质,进行流体喉部的冷流实验,研究了固体火箭发动机流体喉部的推力调节特性.分析了不同二次流工质、注射方式,注射流量下的推力响应时间、扼流性能、推力偏角和推力效率.实验结果表明:注射液态二次流推力响应时间更短;扼流性能、推力偏角与二次流的注射位置及注射角度有关,且随流量比的增大而增大;相同的流量比下,气态二次流的推力性能要比液态二次流的效果更好,但提供相同的流量比,液态二次流需要压比更小,且流量比的调节范围更大.