金属弹簧管性能影响因素的仿真分析

为了研究高温密封组件金属弹簧性能,本文通过对波音公司编网状弹簧管结构和Streck心脏支架结构的研究,建立了编织弹簧的几何拓扑构型和数学模型,推导了弹簧直径计算公式。采用AUTODESK3D-MAX构建了编织弹簧的仿真模型,用ANSYS仿真软件分别从编织丝直径、编织密度以及编织方法 3方面探究不同测试对弹簧性能的影响。结果表明,增加弹簧丝直径、降低弹簧管轴向方向的编织密度、提高圆周方向的编织密度、向外的弹簧管编织方式可有效提高弹簧管的回弹性能。     

工业CT检测技术在5 kN发动机研制中的应用

针对5 kN发动机结构焊缝和复合材料喷管不可检不可测的难题,开展了工业CT检测技术研究。分析了复杂结构焊缝和复合材料喷管的常规方法检测难点,利用工业CT检测技术穿透能力强、不受工件复杂结构影响的优势,对5 kN发动机产品中的电子束焊缝、氩弧焊焊缝、复合材料喷管等结构进行了检测试验,得到了良好的检测效果。结果表明,工业CT检测技术可以识别5 kN发动机产品中的气孔、未焊透、分层、裂纹等缺陷,并实现对缺陷的定位与测量,可为焊缝质量评估提供依据。     

基于离散粒子群算法的航空发动机总装工艺优化方法

为了提高航空发动机总装工作的效率与质量,加强对总装工序和总装机件的管控,量化不同总装人员工作任务量,提高发动机总装的一致性和可追溯性,提出了1种发动机总装分区优化方法。以改进的2进制粒子群算法为基础,平衡了发动机总装各区域的工作内容,最小化各总装区域的工作差异,增强了每个区域装配机件的关联度,提高了总装工作的并行度,从而提高了装配质量。以某型发动机总装区域划分工作为实例,通过上述算法进行了总装区域划分,量化了所有装配区域每一工序的具体装配内容,减小了不同装配区域间的机件差异,杜绝了缺件、剩件等装配问题。     

活塞式航空煤油发动机冷启动性能试验

针对启喷转速、燃油温度、点火能量等影响因素,在一台排量650 mL的单缸试验机上,开展了对航空煤油发动机冷启动性能的试验研究。结果表明:随着启喷转速的提高,启动时间呈现先变短后变长的趋势,启喷转速为1 200 r/min时启动时间最短;燃油温度的提高对冷启动性能和燃烧特性都有提升,在本文试验条件下,燃油温度为50 ℃时即可成功启动;提升点火能量对火核形成和火焰传播都有积极影响,可显著缩短启动时间,但当点火能量增大到75 mJ之后,其改善作用已不明显。     

高超声速钝头体边界层转捩试验

为研究高超声钝头体边界层转捩以及头部钝度对转捩的影响,在FD-14和FD-14A两座激波风洞中开展了热流、压力扰动和高速纹影显示等综合测量。试验结果表明,转捩雷诺数关于钝度雷诺数的变化显示出转捩反转的趋势。压力扰动的功率谱密度（PSD）分析结果以流向离散分布云图形式显示,边界层高速纹影图像显示了第二模态波的发展、湍流的生成和熵层对边界层结构的显著影响。大头部钝度带来的强熵梯度熵层流动对边界层压力扰动频谱特性和流动结构影响显著,在转捩反转机理中起到重要作用。此外,马赫数对转捩的影响不容忽视。     

基于压缩量偏差约束的整体叶盘砂布轮数控抛光路径规划

数控抛光是实现整体叶盘叶片表面光整加工自动化、高效化的关键技术,而抛光路径规划对表面质量有着显著的影响。在抛光曲面时,砂布轮沿接触曲线上的径向压缩量偏差导致材料去除量一致性较差。针对该问题,提出一种基于压缩量偏差约束的路径规划方法。通过对砂布轮受曲面挤压变形几何分析,建立了自由曲面抛光接触线上砂布轮压缩变形量分布模型。在给定刀触点处,以接触曲线上最大压缩量偏差最小化为评价指标构建了刀轴矢量优化模型,并利用改进的粒子群优化（PSO）算法进行求解。基于最优刀轴矢量,完成自由曲面上等参数相邻刀触轨迹曲线的计算。最后,通过数据对比和试验,验证了所提方法的正确性和有效性。结果表明,抛光区域的轮廓度、粗糙度均得到明显的改善。     

流场可压缩性对涡相互作用影响的数值研究

涡相互作用作为冲压发动机喷注装置的典型抽象流动现象,研究其可压缩性影响对于认识包含化学反应的真实燃料喷射场具有一定基础理论价值。基于经过数值验证的可压缩Navier-Stokes算法与压力泊松方程初始条件设置方法研究流场可压缩性对涡相互作用演化过程的影响。结果表明,以较高涡旋马赫数表征的可压缩性在改变涡对形态的同时,具有延缓涡旋相互靠近,迟滞融合进程的作用。关于涡对系统开始融合的临界条件,可压缩相互作用开始的临界展弦比与无量纲时间相比于低速涡对明显提高。为在无量纲时间意义下统一不同马赫数涡对相互作用的进程,从涡心密度随时间变化规律出发在不可压涡对特征时间的基础上,初步构建了考虑可压缩性的时间尺度修正关系。     

基于断口分析的钛合金轮内部缺陷损伤容限

为进行某轮损伤容限设计,开展了裂纹扩展断口分析和仿真分析研究。由断口分析可知:疲劳源为一处内部自然缺陷;依据疲劳辉纹确定了裂纹扩展速率;在裂纹长度为2 mm附近,裂纹扩展速率明显增大,为第一、第二加载阶段转换区域;裂纹稳定扩展区裂纹长度与裂纹扩展速率呈双对数线性关系;应用列表梯度法和Paris公式法反推了第二加载阶段的疲劳寿命,与该阶段实际循环次数的最大误差是163%。裂纹稳定扩展阶段裂纹扩展仿真值与断口反推值吻合;非稳定扩展阶段仿真值与断口反推值的最大误差为-215%;基于以上研究,合理确定了某离心轮内部裂纹表面扩展停机检测周期。该类轮非稳定、失稳扩展阶段寿命占内部裂纹表面扩展阶段寿命的比例达248%~357%,因此准确计算具有重要意义。     

主流攻角对双射流孔气膜冷却特性的影响

应用压力敏感漆技术,在平板上测量了不同主流攻角(i=-30°,-20°,-10°,0°,10°,20°,30°)下双射流孔的气膜冷却效率,并利用计算流体动力学(CFD)计算得到的流场对气膜冷却效率的规律进行了解析。所研究的双射流孔结构的孔间无量纲横向距离为0.5,孔间无量纲流向距离为3;射流与主流密度比为1.0,吹风比分别为0.5、1.0、1.5、2.0。结果表明小的主流攻角(i=-10°,0°,10°)下,流场中存在反肾型涡对或挤压作用,气膜层与壁面贴附良好,气膜冷却效率最高;大正值攻角(i=20°,30°)下,虽然气膜覆盖面积大,但反肾型涡对退化,气膜冷却效率下降;大负值攻角(i=-20°,-30°)下,流场中有肾型涡对,且气膜横向覆盖受限,气膜冷却效率最低。     

可重复使用热防护材料应用与研究进展

可重复使用热防护系统是为高速重复使用飞行器而发展的关键性技术,涵盖了地球大气环境及非地球大气环境下的弹道式再入、高马赫数巡航等应用场景。根据现有高马赫数飞行器热防护现状,对高马赫数飞行器的主要热防护系统类型、特点和使用场景进行了简要介绍。在此基础上,结合国外里程碑式可重复使用飞行器（X-15、SR-71、航天飞机、X-33、X-37B、Spaceliner等）,梳理了可重复使用热防护材料的应用与研究进展,论述了代表性可重复使用热防护材料的发展、性能、研制进度、特点及应用前景。对国外在可重复使用热防护材料研制中的设计及发展思路,以及所存在的主要问题进行了总结归纳,为可重复使用热防护材料未来的发展提供了思路。