离心喷嘴喷口结构参数对雾化性能的影响分析

为了提高航空发动机离心喷嘴的雾化性能,优化喷嘴喷口结构参数,基于两相界面追踪流体体积（volume of fluid,简称VOF）方法对离心喷嘴进行了仿真分析,并通过实验验证了VOF方法的可靠性。采用正交试验方法完成以喷嘴出口直径、出口直管段长度、扩张角、扩张段长度为优化参数,以雾化锥角、液膜厚度和流量系数作为雾化性能指标的试验设计。通过极差方差分析讨论各个参数对雾化性能指标影响的显著性并利用回归分析得到规律曲线,获得最佳参数组合。结果表明：4个结构参数中扩张角是对喷嘴雾化性能影响最大的因素;扩张角和喷口直径的增大可以明显地增大雾化锥角,减小液膜厚度和流量系数;扩张段长度的增加会使雾化锥角减小但会使液膜厚度和流量系数也减小;直管段长度的变化对各指标的影响不大;当扩张角θ为60°、出口直径D为0.6mm、出口直管段长度L1为0.3mm、扩张段长度L2为0.4mm时,雾化性能最佳。     

出口侧向扩张孔流量系数试验

采用试验研究的方法,探讨了不同结构参数出口侧向扩张孔的流量系数在不同工况下的变化规律。通过试验研究发现:出口侧向扩张孔圆柱段孔径为0.6 mm时的流量系数比孔径为0.8 mm时大3%;当孔倾角由30°减小至25°时,流量系数随之增大,当倾角继续减小至20°时,流量系数不变;当扩张角由20°增大至40°时,流量系数先增大后减小,且在扩张角为25°时最大;流量系数与次流通道雷诺数成正比,雷诺数越大,流量系数达到极限值所需的压降系数越小,且当压降系数大于0.9后,不同次流雷诺数下的流量系数差别在2%左右。      

角接触球轴承在高速大载荷工况下滑油中断耐受能力分析

通过研究角接触球轴承断油故障的故障复现现象,发现断油耐受能力不足的初期故障模式为滚动体与内圈之间发生三点接触。使用三点接触分析法对轴承断油耐受能力进行计算,结合相似轴承的计算分析,结果表明:垫片角越大,轴承抗断油能力越差,垫片角为25°的情况下轴承抗断油能力较差。通过断油后轴承的瞬态温度场分析,结合三点接触分析法,确定原设计状态的轴承断油耐受时间为25 s,不具备耐受断油30 s的能力。根据分析的结论,将该轴承的垫片角减小到19°,落实改进措施后的轴承通过了试验器验证和发动机试车验证。      

考虑热变形影响的主轴轴承动态特性

针对角接触球轴承高速工况下内部易产生大量的热量、温升过高而引起轴承零件热变形,导致轴承内部沟道曲率中心与球中心几何位置关系发生变化,进而影响动力学状态的问题,基于轴承分析的拟静力学理论,考虑了轴承内部摩擦功耗生热和轴承零件的热变形。利用热网络法划分主轴单元热网络节点,定义节点之间的热阻抗,建立了稳态热网络模型。分析了不同工作转速和载荷下各节点温升导致的轴承零件的热变形,得出了轴承动态特性和热特性之间的耦合关系模型,并分析研究了轴承内部的动力学特性。结果表明:随着轴承工作转速和载荷的变化,考虑热变形和不考虑热变形时的轴承接触载荷和接触角有显著不同,高速条件下轴承内部的热变形对轴承的动态特性影响巨大,是轴承在正常使用期间出现故障的主要原因之一。      

基于多项式函数求解的落角约束制导律

在攻击坦克、舰艇等特定目标时,需要对导弹的终端落角进行约束,进一步提高战斗部的毁伤效能。针对这一问题,设计了基于多项式函数推导的落角约束制导律。首先在纵向对称平面内建立弹目相对运动学的小扰动线性化模型,利用落角和脱靶量的始端和终端约束条件,推导得到了满足落角约束的制导律的解析表达式。对该制导律进行仿真,仿真结果表明该制导律可以使导弹按照期望落角命中目标。     

测压点分布对嵌入式大气数据传感系统计算精度的影响研究

测压点是嵌入式大气数据传感(FADS)系统的数据来源,其分布形式直接影响到系统测量精度。基于牛顿模型和滤波算法建立FADS计算模型;以球形机头为例,设定飞行剖面的马赫数范围为4.30~15.79,高度范围为25~70km;得出测压点圆周角、圆锥角和非对称分布下大气参数的计算误差。结果表明:沿圆周方向增加测压点数量,可提高FADS系统测量精度,但存在门槛值,超过此门槛值效果有限;在测压点数量相同的情况下,增大圆锥角可明显提高FADS的测量精度;测压点的非对称分布则对测量精度没有影响。     

几何矢量角对球面收敛矢量喷管RCS的影响研究

为了研究几何矢量角对球面收敛二元矢量喷管后向电磁散射特性的影响,采用物理光学迭代方法分别对不同俯仰矢量角和偏航矢量角下球面收敛矢量喷管的雷达截面积进行了数值模拟,得到了矢量角对于球面收敛二元矢量喷管的电磁散射特性的影响规律。研究结果表明:俯仰矢量角在两个探测平面内均可降低球面收敛二元矢量喷管的RCS20%以上,偏航矢量角只能在俯仰平面降低球面收敛二元矢量喷管RCS50%左右,在偏航平面则会增加球面收敛二元矢量喷管RCS约150%;俯仰矢量角为15°时,模型的后向RCS最小。     

中心线变化规律和膨胀比对圆转方过渡段流场形态的影响

为了获得流道中心线变化规律和截面膨胀比ε对圆转方过渡段流场形态的影响规律,在某型发动机的真实工况下,分别对3种中心线变化规律(前缓后急、缓急相当、前急后缓)和5种膨胀比(1.00,1.01,1.03,1.05,1.07)的圆转方过渡段结构进行建模计算,得到了圆转方过渡段内部流场形态、总压恢复系数和流向涡涡量的变化规律。结果表明:不同结构的横截面静压和速度分布差异较大。前急后缓结构在圆转方横截面出现明显的角涡;在三种中心线变化规律结构中总压恢复系数沿流向均呈下降趋势,流向涡涡量沿流向均呈先增大后减小的趋势,三种结构的流向涡涡量最大值从大到小依次为前急后缓结构、前缓后急结构和缓急相当结构,最大最小值相差19%。随着膨胀比的增大,在圆转方横截面会出现角涡;在不同膨胀比结构中总压恢复系数沿流向均呈下降趋势,流向涡涡量沿流向均呈先增大后减小的趋势,膨胀比1.03结构的局部流向涡无量纲涡量比1.07结构小40.9%。缓急相当中心线变化规律和膨胀比ε=1.03为最佳结构参数。     

基于k-ωSST模型的同心筒发射装置流场数值模拟

围绕同心筒发射装置流场数值模拟及结构优化展开研究,流场数值模拟基于轴对称Navier-Stokes(N-S)方程、k-ω shear stress transfer(SST)湍流模型,并运用域动分层动网格方法,以同心筒初始方案为参照,研究了同心筒发射过程的动态流场,在此基础上,分别对内筒收敛段的收敛角度以及筒口扩张段的扩张角度进行了优化研究,研究结果表明:内筒收敛段使得燃气排导更为通畅,筒内的热环境有所改善,并且内筒收敛段起到了一定的防喷作用,收敛角越大,筒底热环境越好;筒口扩张段对发射过程动态流场也有明显影响,收敛角为15°,扩张角为20°时,导弹从开始发射到完全出筒过程中热环境最为良好。      

聚合物先驱体转化法制备多孔陶瓷的研究进展

聚合物转化陶瓷(polymer derived ceramics,PDCs)制备技术简单,烧结温度低,可设计性强,40年来得到了极大的发展。本文综述了多孔PDCs的研究进展,包括模板法、发泡法、冷冻铸造技术、增材制造技术等制备方法;此外,还对陶瓷前驱体如聚碳硅烷、聚硅氧烷、聚硅氮烷等分子侧链设计以调整陶瓷产物的组成、微结构、力学性能等的研究现状进行了综述;提出未来发展的方向是增材制造技术制备多孔 PDCs及陶瓷前驱体分子层面的设计。