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961.
962.
针对大涵道比涡扇发动机风扇叶/盘榫连结构,提出了缩比为1:2.5的圆弧形榫连结构疲劳试验方案,分别设计了高、低循环疲劳试验件及其夹具,并进行了疲劳试验验证.为了简化试验,低循环疲劳试验采用拉-拉循环加载试验方案,高循环疲劳试验则通过测定试验件1阶弯曲振型下的疲劳极限来实现.在低循环疲劳试验中,试验件结构的裂纹萌生寿命远大于60000次循环,具备足够的抗低循环疲劳能力;在高循环疲劳试验中,试验件结构在设计目标为207 MPa下通过了3×107循环的疲劳寿命考核.结果表明:圆弧形榫连结构的高、低循环疲劳试验装置设计合理,实现了预期的试验目标;所设计的圆弧形榫连结构具有良好的抗疲劳性能,满足大涵道比发动机的寿命设计目标;失效形式为由微动磨损引起的疲劳裂纹萌生和扩展. 相似文献
963.
针对超声速等离子喷涂过程中颗粒撞击基体前熔化状态未知的问题,利用数值计算方法分析了单个颗粒在超声速气流中的加热熔化过程,并对颗粒的破碎细化行为进行了探究。计算考虑颗粒内部相变后,得到不同时刻颗粒内部的温度分布更加合理,通过分析得到了颗粒熔化界面随加热时间的变化曲线,其在0.35ms时完全熔化,这与实验分析结果相符。熔融颗粒在进入到高温高速等离子体射流中粒径会迅速减小,统计得到100mm处小于5μm的颗粒所占比例最大,超过了50%,与实验收集粒子的粒度分布一致。 相似文献
964.
合成双射流控制NACA0015翼型大攻角流动分离试验研究 总被引:2,自引:0,他引:2
设计了一种卧式合成双射流激励器(DSJA),并对其在翼展中段控制NACA0015翼型大攻角流动完全分离进行试验研究,分析了合成双射流激励器两射流出口位置及射流能量对控制机翼流动分离的影响规律。结果表明:合成双射流激励器对机翼大攻角流动分离具有很强的控制能力,可显著提高机翼流动分离攻角;合成双射流激励器两射流出口相对分离点的位置是影响控制效果的重要参数;合成双射流激励器两出口任一出口位于分离点之前,且越靠近分离点,其对边界层分离的控制效果越好,并且当分离点位于合成双射流激励器两出口之间,且离第一出口位置较近时,合成双射流"接力"控制机翼分离的效果更加明显;与合成射流"单射流"相比,合成双射流"两射流"对分离点位置的有效控制区域明显增大。此外,提高合成双射流激励器的射流能量,其控制机翼流动分离的能力提高。 相似文献
965.
Burst工作模式和方位波束的主动扫描使得TOPSAR工作模式能够有效削弱ScanSAR模式的扇贝效应,同时也导致图像方位向像素位置与回波脉冲的关系变得复杂,给目标定位带来了很多问题。惯性测量单元(IMU)数据记录延时也会导致方位向定位误差存在,精确估计这个误差能够大大提高目标的方位向定位精度。从TOPSAR数据采集的几何关系和成像过程出发,结合机载IMU数据,提出了一种新的机载TOPSAR目标定位方法。该方法能够直接从TOPSAR斜距图像中获取目标的经纬度信息。通过实际飞行试验获取的机载TOPSAR数据验证了该方法的有效性,能够获取25 m的平均定位精度。 相似文献
966.
纳秒脉冲等离子体分离流控制频率优化及涡运动过程分析 总被引:2,自引:0,他引:2
将纳秒脉冲驱动的介质阻挡放电等离子体激励器应用到NASA SC(2)-0712翼型上,在迎角分别为15°和20°时,开展了在不同雷诺数下的分离流动控制研究。通过模型表面静压测量,得到了不同激励频率下的分离流动控制效果。对翼型表面压力进行分布积分,得到了在不同雷诺数和激励频率下的升力系数,表明分离流的控制效果有一个较宽的激励频率范围,只要激励频率落在相应的频带范围内,均能实现有效的分离抑制。流动显示结果表明,分离流的控制在瞬时表现为放电后可形成大尺度旋涡拟序结构。旋涡的周期性产生、运动和演化造成了分离剪切流动的动态变化过程,从而促进了高/低速气流的动态掺混。 相似文献
967.
变几何涡轮叶栅叶端小翼的气动性能 总被引:1,自引:0,他引:1
针对大子午扩张变几何涡轮在可调静叶转动时旋转轴端严重恶化端区流场的问题,提出在可调静叶的机匣端部应用小翼结构的方法以克服这一问题并减少叶端间隙泄漏流动。应用数值方法和标准k-ω两方程湍流模型,并结合低速风洞试验,首先研究了可调静叶栅小翼端部流场及损失分布,并考虑了可调静叶转动的影响,随后给出了叶端凹槽状小翼结构,并评估了其气动性能以及对间隙变化的敏感性。研究结果表明:在可调静叶栅中应用叶端小翼不但可以避免可调静叶转动时旋转轴端恶化端区流场,还降低了叶端间隙泄漏驱动力,从而使得可调静叶在所有转角下都具有较好的端区流动性能,并且叶端小翼结合凹槽结构可以进一步减少间隙泄漏,总体上可调静叶栅总压损失系数降低了8.9%。 相似文献
968.
针对我国航空迅速发展致使终端区空域拥挤以及航班延误问题,研究了繁忙多跑道机场的离场航班排序问题,以缓解终端区空域拥挤和减少航班延误及提高跑道利用率。将管制习惯因素引入到离场航班的排序中,根据飞机尾流间隔的要求,建立基于管制员管制习惯的多跑道机场离场航班排序模型。针对机场小规模的离场航班流量,采用穷举法求解,并用算例进行仿真验证。结果表明,与先到先服务排序方法相比,经算法排序后的总延误时间减少了近30%。 相似文献
969.
为了研究燃烧室内等直段直径的尺寸对固体燃料超燃冲压发动机燃烧室性能及流场特性的影响,基于国外研究者完成的固体燃料超燃冲压发动机的实验数据,对不同等直段直径燃烧室工作过程进行数值模拟。采用基于压力的二阶迎风差分数值方法,物理模型为轴对称结构,燃烧模型采用有限速率/涡耗散模型(Finite-Rate/Eddy-Dissipation),湍流模型采用SST k-ω模型。PMMA燃料进口边界由用户自定义函数的方式给定,分析不同等直段直径下超燃冲压发动机燃烧室内流场特性及其性能变化。数值模拟结果显示:随着等直段直径的增大,燃烧室可由壅塞状态转变为超声速流动状态,增大至某一数值(约为16.5mm)附近时,燃烧室出口可以达到完全膨胀状态。同时,燃烧室的燃烧效率逐渐增大,出口处燃烧效率由62.45%增大至72.74%。总压损失也逐渐增大,出口处最大值可达52%,而燃烧室推力逐渐减小。 相似文献
970.
采用基于结构/非结构混合网格的CFD方法对栅格翼的亚跨声速气动特性进行了研究,计算方法经过试验数据的验证,可达到工程精度。对单独栅格翼的研究表明,跨声速壅塞时,流动通过栅格前方亚声速气流减速从栅格外侧溢流而实现流量调节;超声速壅塞时,流动通过在栅格翼上产生网状脱体激波使来流减速至亚声速来进行流量调节,且计算结果与理论估算上下临界马赫数范围一致。对某栅格翼气动布局导弹的计算结果表明,在跨声速壅塞区间内,壅塞有自我调节作用,通过溢流使栅格通道内维持相似流动,从而使栅格气动性能保持基本平稳;同时由于溢流使流量下降,栅格翼升力效率下降,导弹静稳定性减弱。 相似文献