基于Euler方程结合附面层修正方法的应用研究

采用欧拉加附面层修正的方法在结构网格上对民用飞机翼身组合体流场进行了数值模拟研究.采用一种适合翼身组合体模型的的网格生成技术来生成计算用的结构网格,该技术是先采用一种基于Higenstock源项修正的椭圆型偏微分方程生成二维网格,然后沿机身轴向合理的光滑性调整成三维网格.在求解Euler方程时采用中心离散格式和显式时间推进,并利用附面层修正的方法来考虑粘性的影响.为了验证此方法的正确性,本文对DLR-F4翼身组合体进行了数值模拟,结果表明此方法和试验结果能够很好的吻合.     

篦齿封严风阻温升特性研究

篦齿封严风阻温升效应引起的热负荷对航空发动机涡轮叶片冷气系统有着重要的影响。采用理论分析、数值计算与实验相结合的方法系统地研究了篦齿封严的风阻温升特性。首先,对篦齿封严风阻温升特性进行了理论分析,设计搭建了篦齿封严风阻温升特性实验台,建立了基于RNG（Re-Normalization Group） k-ε湍流方程的篦齿封严风阻温升数值求解模型。然后,研究了篦齿封严流场特性、泄漏特性和风阻温升特性,并将理论计算、数值仿真与实验测试结果相互对比分析,研究了压比、转速等因素对篦齿封严风阻温升特性的影响规律,揭示了篦齿封严的风阻温升效应产生的机理。结果表明：高低齿篦齿封严结构减弱了篦齿封严的透气效应,增强了篦齿封严的动能耗散,有利于降低篦齿封严的泄漏量;在所研究的工况下,转速低于2 000 r/min时,风阻温升效应较小,转速在2 000~6 000 r/min时,风阻温升随转速的升高而增大,温升值最高可达12.87 K;压比的增大会加强气流的对流换热,转速为6 000 r/min时,压比从1.1增加到1.3,温升值下降了7 K左右;风阻温升产生的主要原因是流经封严间隙的黏性气流与高速旋转的转子相互摩擦产生热量,气流吸收这部分摩擦热导致温度升高,转子转速越高,风阻温升效应越强。所研究的篦齿封严风阻温升特性为航空发动机内通道气流热负荷分析提供了理论依据。     

基于湍动能输运的一方程转捩模型

传统转捩模型的构造十分依赖转捩机理的发现和理解,对机理的模化也存在误差。本文基于尺度自适应的KDO湍流模型,以输运变量r=μt/μ重新标定模型参数,使模型整体达到了流动结构自适应,可实现湍流/转捩一体化计算。根据长度尺度的不同,可细分为KDO-tran和CKDO-tran模型。CFD计算评估了经典的T3A,T3B平板边界层旁路转捩,T3A-平板边界层自然转捩,Aero-A翼型分离泡转捩,DLR-F5,6:1椭球横流转捩及可压缩平板边界层、尖锥转捩。该模型无法精确捕捉层流-湍流的过渡,但能准确捕捉转捩的起始位置(Transition onset),在高Re数、复杂流动的表现尤其突出。该模型捕捉转捩的机制在于流动结构的自适应和湍流输运特性的保存,不引入任何转捩机理却能捕捉多种类型的转捩现象,具有较好的适用性。     

圆弧端齿结构设计和加工工艺研究进展与展望

圆弧端齿广泛应用于航空发动机轴系连接,研究其结构设计方法和加工工艺对分析航空发动机转子动力学特性具有重要意义。首先,分析了圆弧端齿结构设计理论,建立了圆弧端齿基本结构参数表述图表,对比了参数化设计方法的异同。其次,介绍了齿面应力仿真分析和试验验证情况,列举了新型结构设计实例,揭示了结构设计技术存在的问题并提出了解决途径。然后,采用弹性平均法解释了圆弧端齿的定心原理,介绍了定心精度分析、装配累积误差分析研究现状和应用情况。最后,评述了圆弧端齿加工工艺方法、加工设备、检测设备、检测方法,指出了当前存在的问题和可能的研究方向。研究结果表明:针对转子设计需求,应系统考虑圆弧端齿结构对转子动力学特性的影响;如果能够解决铣加工精度问题,采用通用设备加工圆弧端齿更具有成本优势;针对精细化检测的迫切需求,需要加快对新型检测方法的研究和探索。     

基于型面节点的复合材料构件模具型面修正研究

针对复合材料在热压罐中固化变形造成的零件尺寸误差、带应力装配、降低疲劳寿命等长期困扰航空、航天工业的问题,研究复合材料固化变形的影响因素、作用机理等,并利用基准点的位置坐标,实现两曲面间的匹配,提出变形修正的算法和切实可行的修正手段,从而在模具设计时对模具型面做相应的补偿,减少试模、修模次数,实现复合材料固化变形的有效控制,达到复合材料精准制造的目的。     

单兵自主导航技术发展综述

在卫星受限情况下的单兵自主导航技术是近年来研究的热点。首先介绍了单兵自主导航技术的发展概况,然后重点分析了基于MIMU的单兵惯性导航技术的主要原理和方法,之后针对纯惯性导航存在的问题,介绍了地磁、场景、视觉等常用的单兵辅助导航方法,并阐述了单兵协同导航技术。最后,简要介绍了单兵自主导航技术的未来发展趋势。     

星敏感器在轨光行差修正方法研究

星敏感器作为目前航天器中最重要的姿态测量敏感器,其精度直接影响航天器姿态测量精度,因此对其误差源进行分析和修正则尤为重要。提出了一种星敏感器在轨光行差修正方法,根据光行差产生的原理和特点,将星敏感器沿探测器X和Y方向产生的光行差误差角巧妙地转换为光行差误差四元数,并直接对输出四元数进行修正,从而为修正星敏感器光行差提供了一种方便简洁的方法。     

基于剃齿啮合传动特性的剃齿刀优化设计

针对剃齿齿形“中凹”误差问题,构建了剃齿啮合分析模型,研究不同重合度对剃齿啮合传动特性的影响,以此提出一种剃齿刀优化设计方法。通过剃齿试验得出不同重合度的剃齿啮合传动特性对齿形“中凹”误差的影响规律,从而验证剃齿刀优化设计方法的正确性。结果表明 :适当的增大重合度能一定程度上减小剃齿啮合传动误差和瞬时传动比的曲线幅值,但继续增大会导致曲线局部振荡,使得传动更加不平稳,形成明显的齿形“中凹”误差;不同重合度的剃齿啮合状态引起的接触变形才是影响剃齿传动性能的主要因素;剃齿啮合传动性能越好,工件齿轮形状偏差及总偏差也越小;基于剃齿啮合传动特性的剃齿刀优化设计能有效地减小齿形“中凹”误差。      

基于简化射线模型的剪切层相位修正方法

给出了基于简化射线模型的三维有限厚度风洞剪切层相位修正方法,利用数值模拟结果对该方法的物理依据进行了解释,并将其与传统的Amiet方法和平均马赫数法进行了对比研究,通过风洞试验对简化射线法的有效性进行了验证,最后给出了简化射线法对空间弯曲的剪切层的相位修正方法。结果表明:在来流马赫数小于等于0.3、测量角在40°~140°的范围内,当声源和传声器在同一个平面内时,对于风洞剪切层引起声波相位畸变修正,简化射线法、平均马赫数法和Amiet方法之间没有明显的差别,三种方法之间的相对误差小于1%。      

某型涡扇发动机粉末冶金篦齿盘均压孔裂纹分析

以某型涡扇发动机篦齿盘均压孔裂纹真实件为研究测试对象,从盘件受力特性、故障件裂纹萌生区域微观表面加工流线、夹杂物等方面分析了裂纹萌生的原因,并提出了维修和制造中可以减少裂纹发生的技术措施,以资后续改进。