带迎角钨杆斜侵彻铝板数值仿真研究

为研究迎角对钨杆斜侵过程的影响,开展了带迎角钨杆斜侵彻铝板数值仿真研究。仿真中采用SPH方法,Shock状态方程和Steinberg本构模型。钨杆共有两种尺寸,分别为Φ10mm×23mm和Φ10mm×46mm。铝板厚10mm,撞击速度为2km/s,撞击角度为60°。为简化分析,将迎角分解为俯仰角和偏航角,其中俯仰角范围为-90°～90°,偏航角范围为0°～90°。对钨杆侵彻过程的分析结果表明：斜侵彻存在临界迎角,在临界迎角范围内钨杆所受力矩可忽略不计;在临界迎角范围外,钨杆将发生弯曲甚至折断。对钨杆的剩余质量分析结果表明：当偏航角为0°且钨杆未折断时,剩余质量只在较小的范围内变化;当俯仰角为0°时,剩余质量随迎角增加线性减小。对钨杆的剩余速度分析结果表明：偏航角对剩余速度的影响与俯仰角对剩余速度的影响基本一致,剩余速度曲线关于0°迎角基本对称。根据仿真结果,采用曲线拟合的方法给出了钨杆斜侵彻铝板的剩余速度经验公式。     

复合材料夹层结构在航空领域的应用

详细描述了复合材料夹层结构及几种常用芯材的性能特点,综合分析了复合材料夹层结构在飞机上的应用案例,对各种夹层结构芯材成型工艺的重点、难点进行了探析,得到了复合材料夹层结构的性能概况及使用工艺要求,可为复合材料夹层结构设计、制造提供参考。     

光纤环内部应力试验研究

光纤环是光纤陀螺的核心敏感部件,其内部应力值的大小和分布对光纤陀螺的整体性能有很大影响.光纤环的内部应力主要包含拉伸应力、弯曲应力和固化应力等,光纤环的绕制工艺和固化工艺等都会对光纤环的应力产生影响.通过测量不同绕制工艺下光纤环的应力分布和偏振串扰分布,得出光纤环绕制张力越小、光纤环直径越大、固化胶的收缩率越小,光纤环的应力也越小,相应的偏振串扰值也越小,为光纤环绕制技术的提高提供依据.     

多段翼混合边界层改变对流场的影响研究

前缘缝翼尾流与主翼边界层混合的改变对主翼气动力具有重要影响.利用数值模拟手段,通过在前缘缝翼尾缘添加一定动量系数的喷流,改变前缘缝翼尾缘的尾流,进而改变尾流与主翼边界层的混合状况.求解二维多段翼模型30P30N在各个不同喷流条件下的二维非定常流场,结果表明:提高前缘缝翼尾缘喷流的动量系数,将使前缘缝翼尾流和主翼边界层混合开始点后移,提高主翼上表面负压峰值和主翼升力;混合开始点对主翼的负压峰值及升力均有一定的影响;增大来流攻角会抑制前缘缝翼尾流和主翼边界层的混合.     

基于NESO的高超声速拦截弹解耦控制研究

针对高超声速拦截弹姿态控制问题,提出了基于非线性扩张状态观测器(NESO)的解耦控制方法.根据Tornambe的分散鲁棒控制理论,把耦合项和不确定性视为广义不确定项,构造基于NESO的估计和补偿信号并加入到闭环控制律中.理论推导证明了该方法可以保证闭环系统跟踪误差一致有界.在高超声速拦截弹模型上进行了仿真验证,并与传统的分通道反馈控制方法进行对比,结果表明所设计解耦控制方法得到了更好的控制效果,在较大程度上消除了通道耦合和不确定性的影响.     

PW1100G发动机LPT3叶片断裂风险评估与强制纠正措施决策分析

针对2019年A320飞机运行中因其配装的PW1100G发动机LPT3叶片断裂频发空中停车等问题,首次采用定量风险评估、 根原因分析和强制纠正措施决策的组合技术制定单边适航指令,精准解决中国机队安全监控技术难题。采用区间和比例的风险评估 方法对机队风险指标和符合性时间期限分析计算;分析LPT3叶片失效机理,梳理LPT3叶片断裂根原因;提出可选纠正措施,对不同机 队的风险水平决策。结果表明：南航机队风险高达1.64×10-8,远超过可接受的安全风险水平;起飞阶段未减推力引发机匣共振并变形, 叶片材料抗撞击能力不足,导致LPT3叶片断裂;开展减推力爬升改装,并对中国机队不同风险实施不同的飞机对偶运行时间期限。为 国内外机队安全监控提供了可借鉴的安全风险评估和管理方法。     

基于确定接触迹线的点接触齿轮副构建及实验

提出一种点接触齿轮副,在已知齿面上根据设计需要确定接触迹线,推导其共轭曲线,将齿廓曲线沿共轭曲线扫掠后形成轮齿齿面,构建与已知齿轮正确啮合的配对齿轮,并推导该齿轮副的滑动系数计算方法;以渐开线内齿轮为已知齿轮,设计以抛物线齿面作为轮齿齿面的配对齿轮,进行齿轮样机制造和效率实验研究。结果表明,该齿轮副在啮合过程中时刻保持点接触状态,啮合点沿着理论接触迹线移动,与理论分析一致;滑动系数的大小取决于齿轮两端选取啮入点和啮出点所对应的渐开线参数值范围;实验后齿轮副实际接触迹线与理论接触迹线一致,且效率稳定在97.2%~98.5%。      

一种减小再入飞行器侧向气动非线性的布局优化方法

为改善升力式再入飞行器在跨声速段出现的侧向气动特性非线性问题,发展了一种基于Kriging代理模型的自适应迭代气动布局优化方法.设计了一种常规升力式再入飞行器布局,计算了该布局在跨声速段的侧向气动力,分析了可能影响侧向气动特性的机翼布局参数.根据气动布局优化流程,计算了气动布局样本气动特性,建立了布局参数到侧向力矩系数...     

基于自适应代理模型的结构动力可靠度分析方法

结构动力可靠度分析对于衡量结构的安全状态和工作性能具有重要的指导意义。采用一种同时考虑 动态激励载荷和材料力学性能参数随机性的动力可靠度计算高效方法,通过建立不确定性材料力学性能参数 与条件动力可靠度之间的 Kriging代理模型,推导动力可靠度的解析表达式;提出一个新的学习函数来构建自 适应的 Kriging代理过程,通过复合材料飞行器蒙皮骨架结构在随机振动载荷和随机材料力学性能参数共同作 用下的动力可靠度分析对所提方法的准确性与高效性进行验证。结果表明:所提方法不仅能够避免使用代理 模型对动力可靠度求解时由于使用数值积分所引入的误差,同时能够使用尽可能少的计算成本获得准确的动 力可靠度结果。     

下缘板孔对涡轮叶片尾缘内冷通道流动换热影响的数值研究

涡轮叶片下缘板出气孔对内冷通道的流动和换热性能有较大影响。通过数值模拟方法研究下缘板出 气孔对尾缘和下缘板双路出气涡轮叶片尾缘内冷通道内的流动和换热特性,对比分析孔径、孔形和孔位置对尾 缘溢流孔流量系数、尾缘出流比、尾缘通道内总压系数和尾缘内冷腔壁面换热特性的影响。结果表明:下缘板 出气孔孔径对流量系数分布的影响显著,孔径增大,尾缘溢流孔流量系数下降,尾缘出流比减小,尾缘内冷通道 内压力损失降低,内冷腔平均换热系数增大;孔形对上游内冷通道内流动和换热几乎没有影响;孔位置变化对 内冷通道壁面整体的换热系数影响很小,对局部影响较大。