基于膨胀度可控的SERN设计及试验验证

单边膨胀喷管（SERN）是超燃冲压发动机的关键部件,由于其几何非对称,在发动机点火/熄火瞬间,SERN会产生较大的冷热态俯仰力矩差,影响飞行器的稳定性。现有解决方法主要是利用几何/气动调节方式,但都有不利影响。本文提出了基于膨胀度可控的SERN设计的新方法,将采用该方法得到的喷管模型B与基准喷管模型A进行了对比研究,并对模型B进行缩比冷流试验,试验与数值模拟结果吻合良好。研究结果表明：飞行马赫数为4.5时,模型B的推力系数比模型A仅仅下降了0.1%,而模型B比模型A的冷热态俯仰力矩差减小了80.49%;飞行马赫数为6.5时,模型B的推力系数比模型A不仅上升1.1%,同时模型B比模型A冷热态俯仰力矩差还下降12.73%,验证了设计思想的正确性,为提高SERN俯仰力矩性能提供了一种新的思路。     

南北位保后东西耦合修正量计算

地球同步三轴稳定卫星在南北保持控制过程中,存在较大的东西方向耦舍量。实践中,在南北控制结束后,直接进行东西向轨道修正。给出了卫星寿命初期和中期东西修正量的计算模型,并在实际控制中取得了良好的效果。     

变距变转速多轴旋翼飞行器性能分析与试验

分析了制约现有多旋翼无人机性能方面的影响因素,提出通过旋翼变距变转速来改善其飞行性能的方法;综合动态失速、桨叶非定常挥舞与旋翼动态入流模型,建立了旋翼变距与变转速的气动模型,为准确的性能分析奠定基础;研制了变距变转速多旋翼试验样机并进行了飞行试验。试飞试验结果与理论计算结果表明:飞行器随着起飞质量的增加,需用功率明显增加;飞行器在不同起飞质量,不同旋翼转速下的需用功率值理论结果与试飞试验结果对比表明,小起飞质量下的功率计算值与实验值相符程度达到97%,而在大负载下理论计算值与实验值相符程度也在95%左右,证明了理论分析方法能较好的预估飞行器的气动特性和性能指标。进一步的理论计算表明,旋翼变距和变转速技术能够有效提高多旋翼飞行器起飞质量,续航时间等关键性能指标。      

GTCP131-9A辅助动力装置性能参数换算公式研究

对GTCP131-9A辅助动力装置（APU）性能参数（排气温度和燃油流量）换算公式展开研究。提出了一种研究燃气轮机相似性的通用方法。采用这种方法得出了构成该单转子定轴燃气轮机相似的充分条件是需要有3个相互独立的相似准则数相等,这3个相似准则数可以是飞行马赫数、折合转速、折合功率,其他相似参数是这3个相似准则数的函数。根据该发动机相似性,采用小偏差法,给出了试车过程中存在的排气附加阻力、燃油热值偏差和功率偏差的性能参数的小偏差修正方程。结果表明:在输出功率和大气压力比值为定值的条件下,GTCP131-9A辅助动力装置性能参数换算公式是进气总温多项式与排气附加阻力修正项、燃油热值变化修正项、功率变化修正项之和。      

考虑应力梯度影响的多轴缺口疲劳寿命预测

给出了几种典型拉-扭加载路径在新定义主坐标系下的π平面投影路径,并基于π平面投影路径提出了一种新的多轴疲劳损伤参量;考虑材料多轴加载的非比例附加强化效应,提出了一种非比例附加强化系数的预测方法和非比例度的定义方法;进一步考虑缺口试样多轴加载下的拉-扭应力梯度分布,结合有限元弹性分析的结果,提出了一种考虑多轴效应的等效应力梯度因子,从而发展了一种新的考虑应力梯度影响的多轴缺口疲劳寿命预测模型,并选用GH4169合金650℃下的多轴缺口疲劳试验结果对所提出的寿命模型进行验证。结果表明:①所提出的多轴疲劳损伤参量有明确的物理意义,不仅适用于多轴疲劳,也适用于单轴疲劳;②所提出的等效应力梯度因子仅需通过弹性有限元分析确定,适合工程实际应用;③新的寿命预测模型对GH4169材料多轴缺口疲劳试验的寿命预测结果较好,基本位于2倍分散带以内。      

某动力涡轮盘裂纹扩展寿命研究

为研究某动力涡轮盘GH4169合金的疲劳裂纹扩展特性,基于Paris公式建立裂纹扩展模型,完成3维裂纹扩展过程的有限元仿真分析,确定试验方案;采用电火花加工工艺在轮盘不同考核部位预制模拟裂纹,以缩短裂纹萌生时间;在高速旋转试验台上进行高温低循环疲劳裂纹扩展试验,试验过程中,在20500 r/min上限转速下进行9000次循环未发现裂纹,提速10%后进行3000次循环发现裂纹;又进行1700次循环,轮盘破裂。试验结束后,利用扫描电镜对疲劳断口进行观察,获得断口宏观、微观特征。将仿真结果与试验结果进行对比,表明仿真分析计算得到的裂纹扩展速率与试验结果有较好的符合性。     

某型航空涡轴发动机吞砂试验研究

砂尘环境是航空发动机事故中常见且重要的诱发环境,因此,吞砂试验是新型发动机摸底和定型的重要试验项目。根据GJB 242-1987相关要求,通过设计投砂装置模拟真实砂尘环境,对某型航空涡轴发动机进行地面吞砂试验。试验结果表明:随着吞砂时间的增加,发动机功率衰减,耗油率增加,燃气涡轮出口总温有所提高;发动机性能在吞砂前2 h变化速率较快,随吞砂时间增加变化速率放缓。     

某典型飞行器模型俯仰/滚转两自由度耦合动态气动特性

先进飞行器在大迎角高机动飞行过程中,气动力复杂演化与运动姿态剧烈变化的相互作用,容易诱发俯仰拉起的滚转或侧偏等耦合运动,呈现出十分强烈的多自由度动态气动力特性。为此,选取某典型四代机修型设计模型,利用FL-26风洞专用的俯仰/滚转两自由度动态试验装置,开展了单自由度和俯仰/滚转两自由度耦合运动的动态气动力特性研究。结果表明,研究模型在迎角30°左右会出现滚转单自由度的侧偏和小振幅摇滚运动现象;俯仰单自由度振动条件下,模型法向力和俯仰力矩会出现明显的气动迟滞特性;在强迫俯仰/自由滚转（或强迫滚转）两自由度耦合运动情况下,模型的侧偏运动幅值得到了一定的抑制,但纵横向气动力都出现了迟滞现象,甚至是多个气动迟滞环结构,容易引发耦合失稳发散。     

轴承共腔结构涡轴发动机相似模型设计

为改善轴承共腔结构双转子系统动力学实验器建立过程中人为或非人为结构畸变导致的动力学相似性偏差问题,开展 了适用于轴承共腔结构的双转子系统动力学特性研究。通过有限元法建立了某轴承共腔结构双转子发动机的转子动力学模型及 其粗尺相似模型,在对该转子模型动力学特性分析的基础上与原型发动机转子的动力学特性进行对比,比较了双转子系统的动力 学相似性。通过遗传算法建立了针对双转子系统动力学特性的相似优化算法。针对该型轴承共腔结构涡轴发动机采用提出的优 化算法建立了双转子系统相似模型。通过有限元法对该相似模型进行动力学特性分析,对比了该相似模型和原型发动机转子之间的 临界转速和振型特征。结果表明：该相似模型与原型转子模型相比保持了良好的多阶临界转速比例关系,且具有较好振型相似性。