湿热环境对T700/5429 弯曲和面内压缩强度的影响

用热压罐法制备了单向碳纤维增强双马来酰亚胺树脂基( T700/5429)复合材料层压板.在45、85℃水浴的湿热环境下,对层压板进行了90 d的浸泡,测试了浸泡前后的红外吸收光谱、吸湿率、弯曲和面内压缩强度.结果表明:浸泡90 d后树脂基体未出现新的吸收峰;其吸湿率变化是扩散行为并可用菲克扩散定律描述;其弯曲和面内压缩强度随浸泡时间的变化是非线性的,即分形的,其中弯曲强度变化的分形维数45℃时为1.10、85℃时为1.07,面内压缩强度变化的分形维数45℃时为1.04、85℃时为1.05,说明复合材料弯曲强度和面内压缩强度随浸泡时间的变化具有一定的复杂性.     

基于相对流面理论的液体火箭发动机泵内部流动计算

应用相对流面理论对某液体火箭发动机离心泵内叶轮机械部件的内部流动进行计算和分析.流面的求解采用流线曲率法.根据不同部件内的流动数值模拟编制了模块化计算程序,使各部件的计算相对独立.不同部件之间采用混合平面法进行处理,将非定常问题转化为定常问题,简化计算.黏性的影响通过几种损失系数进行修正.数值计算的结果显示诱导轮和离心叶轮增加了液体的压强,而导流通道主要改变了液体的流动方向,这与理论分析一致      

岸船卫星双向时间比对精度估算与校正

针对岸船卫星双向时间比对中船载时统站空间运动引起的对时误差估算问题,通过分析测量船六自由度运动规律,从而选定考察点,建立测量船质心坐标系;提出在一个对时周期内(约0.27s)船载站考察点空间运动总量估算模型,并给出岸船卫星双向时间比对精度估算方法。在分析测量船各维度运动量对岸船对时精度影响的基础上,得出了校正公式。计算结果表明:正常测量工况下,岸船卫星双向时间比对精度优于9ns;基于现有测量手段,校正后岸船卫星双向时间比对精度可达3.41ns(3σ,取陆基站间对时精度为1ns)。     

高压比离心叶轮自循环机匣处理扩稳研究

为了探索自循环机匣处理扩稳机理,利用全三维数值模拟方法对应用自循环上游槽封闭机匣和自循环机匣处理结构两种情况下的Krain高压比离心叶轮进行了详细研究.对比结果表明:自循环机匣处理能有效的延迟失速的发生并在近失速区域略微提高压气机的效率以及总压比.通过详细的流场分析表明:该机匣处理能有效地减小叶顶栽荷,从而降低泄漏流相对速度,抑制间隙泄漏涡在叶顶通道内的发展以减小低速气流在流道内的阻塞,提高转子通道的通流能力,从而达到扩大稳定工作范围的目的.     

基于火焰面模型的推力室起动过程仿真

采用计算流体力学的方法,对氢氧火箭发动机推力室的起动过程进行了数值仿真.起动的非定常过程由双时间步方法模拟,燃烧过程由稳态层流火焰面模型模拟,火焰面建库采用6组分8步反应的化学动力学模型.按照地面试车时序进行推力室起动过程仿真,获得了起动过程的建压曲线以及详细的流场建立过程.结果表明,经过点火瞬间压力松弛控制的稳态层流火焰面模型可用于火箭发动机的点火过程动态仿真,仿真得到的压力曲线与试车曲线相比符合良好.     

基于ERSM涡轮盘径向变形的非线性动态概率分析

为了准确设计高压涡轮盘和叶尖间隙,从概率的角度进行了涡轮盘径向变形的分析。介绍了高精度高效率的非线性动态概率分析的极值响应面方法 (Extremum Response Surface Method,ERSM),并建立了其数学模型。考虑材料属性和边界条件的非线性,以及热载荷和离心载荷的动态性,基于ERSM对涡轮盘径向变形进行了非线性动态概率分析,得到了输入输出参数的分布特征和影响涡轮盘径向动态变形的主要因素。最后,通过方法比较,验证了ERSM在保证计算精度的前提下能大大提高计算速度,节约计算时间,改善计算效率。为进行更有效的涡轮盘设计和优化,改善叶尖间隙设计和控制的合理性提供了有效依据。     

旋转状态下气膜冷却效率试验研究

以某型发动机高压涡轮转子叶片吸力面腮区气膜孔为研究对象,通过模拟发动机状态的模型试验,研究了旋转数、吹风比和主流雷诺数对气膜孔冷却效率的影响。结果表明,旋转会导致气膜覆盖区域向高半径方向偏转,且旋转数越大,偏转角度越大,气膜冷却效率越低;同时,旋转会弱化吹风比、主流雷诺数等对气膜冷气效率的影响。研究获得的旋转状态下涡轮转子叶片型面典型区域气膜冷却特性的试验数据,可为发动机转子叶片冷却设计提供参考。     

多操纵面飞行器控制分配技术的发展及应用

控制分配是先进多操纵面飞行器控制理论及应用的一项关键技术。首先介绍了多操纵面布局的典型操纵面,然后从静态、动态和非线性三个方面分别论述了控制分配技术的最新研究成果,概述了航空航天领域及其他工业领域的应用情况。最后总结了控制分配的几个关键问题,讨论了今后可能的研究方向。     

某水陆两栖飞机机翼和翼梢小翼一体化设计

在前期翼梢小翼外形参数优化工作的基础上,进一步研究和探讨了多级响应面法在机翼和翼梢小翼一体化设计中的应用。采用多级响应面法,数值模拟求解k-湍流模型的N-S方程,同时结合统计学分析方法,提高了计算效率和准确性。以最大升阻比为目标函数,约束升力系数和翼根弯矩系数。共选取了14个外形参数,进行了126次数值模拟试验。优化得到的最大升阻比为21.619。在优化得到的外形参数条件下,直接进行数值模拟试验得到的最大升阻比为21.640,两者相对误差为0.093%。与仅优化翼梢小翼的结果相比,机翼和翼梢小翼一体化设计得到的最大升阻比提高了4.64%,总阻力减少了6.25%,整机的气动性能得到进一步的提升。同时,翼根弯矩系数减少了4.55%,改善了对结构强度的设计限制。     

带扰流柱内冷通道对表面气膜冷却特性的影响

为了讨论内冷通道结构对表面气膜冷却特性的影响,通过数值模拟的方法,计算研究不同结构下,冷气流过带有扰流柱内冷通道对表面气膜冷却特性的影响,并研究冷气通道与燃气掺混后的冷却效果;采用六种不同结构的扰流柱与气膜孔排列方式,计算中吹风比的范围为0．1〈M〈2．0。结果表明：冷气通道内的扰流柱对进入气膜孔的冷气起到稳定作用,比冷气通道内不加扰流柱的气膜冷却效果好,而且扰流柱与气膜孔不同的排列方式对气膜冷却效果有显著影响,因此选择合适的排列方式有利于气膜冷却。