民用飞机APU舱门排液设计

APU舱门与APU 排气口距离非常近,从APU 舱门排出的可燃液体很有可能会流入飞机尾锥的APU排气口,造成安全事故。APU 舱门的排液如何避开APU 排气口是一个非常重要的设计。     

基于Kriging模型的轴承结构参数优化设计方法

轴承的生热率与轴承的使用寿命密切相关,为了减小轴承的生热率,以滚动轴承拟静力学分析和滚道控制理论为基础,求得轴承运转过程中的相关参数,进而得到轴承生热率.将轴承最小生热率为目标函数,通过Kriging模型和粒子群优化算法相结合的方式进行了轴承结构参数优化.对NSK 7016A5轴承的研究结果表明:轴承结构参数优化后,轴承整体和轴承内外圈生热率均变小.Kriging模型和粒子群优化算法相结合的轴承结构参数优化方法取得了良好的设计效果,并且提高了轴承的设计效率.      

Z-pins增强陶瓷基复合材料层间Ⅰ型开裂性能预测

基于Z-pins增强陶瓷基复合材料层间Ⅰ型断裂韧性的试验结果、Z-pins增强机理,提出了Z-pins拔出的单线性软化模型.重点考虑了Z-pins直径范围内拔出位移的不一致性,在简单双悬臂梁（DCB）理论的基础上,获得了Z-pins增强陶瓷基复合材料层间Ⅰ型开裂性能的分析预测模型,预测结果与试验结果吻合较好.在此基础上,采用预测模型获得了不同Z-pins直径、裂纹长度下的裂尖能量释放率,并与理想弹簧元法进行了比较.结果表明:当裂尖靠近Z-pins时,随着Z-pins直径增大,两种方法所得的裂尖能释放率的差异逐渐增大,但总体来说差异的量级很小;随着裂纹长度的增加,裂尖逐渐远离Z-pins,两种方法所得的裂尖能释放率的存在较大的差异,不能忽略Z-pins直径范围内拔出位移不一的影响.      

液体火箭发动机充液导管流固耦合动力学特性

为了深入研究流固耦合（FSI）作用对液体火箭发动机充液导管频率特性的影响,采用传递矩阵法(TMM)建立了空间导管流固耦合动力学计算模型.针对真实发动机导管开展了传递矩阵模型与传统基于附加质量的有限元(FEM)（非耦合）模型仿真计算以及模态试验验证,比较了管径、壁厚等结构参数对导管流固耦合作用的影响.结果表明:在流固耦合作用下,导管各阶谐振频率减小、而对应的流体振荡与结构振动幅值增大.管径对导管低阶频率特性的影响较壁厚对其影响更大.对于该算例,当管径大于设计值30%后,耦合作用引起的1阶频率误差高于10%,此时流固耦合不能忽略;而壁厚对1阶谐振频率的影响则小于8%.      

复杂凸凹曲率飞机蒙皮充液成形技术研究与应用

随着飞机气动、隐身等性能要求的提高,飞机外形曲率更加异形化,大量应用复杂凸凹曲率蒙皮,传统的拉伸成形方法已经不能完全满足新一代飞机蒙皮加工的要求。基于生产某型号飞机复杂凸凹曲率蒙皮这一背景,介绍了充液成形基本原理及关键技术,利用有限元数值模拟方法,分析板材充液成形过程中液室压力、厚度减薄率、板材失稳及贴胎度的变化规律,优化工艺参数,并且根据数值模拟结果指导工业生产。理论分析和现场实践证明:充液成形技术为复杂凸凹曲率蒙皮零件的制造提供了新的工艺方法,满足新一代飞机的凸凹曲率外形蒙皮的制造要求。     

针栓式喷注器锥形液膜破碎特性试验

采用高速摄影获得了针栓式喷注器在不同喷注压降和结构参数下的表面波破碎图像,测量了锥形液膜的破碎长度和破碎时间,研究了变工况时液膜破碎长度和破碎时间的变化规律.试验结果表明:在喷注压降不变的条件下,针栓式喷注器能够实现流量的线性调节.针栓式喷注器设计时,在合理的推进剂动量比范围内,狭缝宽度应尽量取小.液膜在低工况时破碎得更快.液膜破碎长度和破碎时间均随喷注压降的增加而减小.      

基于小波变换的航空发动机性能衰退率计算方法

由于航空发动机的工作环境复杂,性能参数测量值中夹杂的工况信息和测量误差会对发动机的性能衰退率计算产生较大的影响。为了弱化工况信息和测量误差对航空发动机性能衰退率计算的影响,本文首先运用多层小波分解与重构的方法对原始性能参数进行了趋势分量的提取,进而运用线性回归的方法对航空发动机的性能衰退率进行了计算。经过实际运维数据的验证,本文提出的航空发动机性能衰退率计算方法能够为实际工程应用提供理论支持。     

凹腔对一体化支板火焰稳定器燃烧性能的影响

在来流温度为780~850℃、来流马赫数为0.16及油气比为0.002~0.006的条件下,试验研究了凹腔对喷油/稳定一体化支板火焰稳定器燃烧效率及熄火性能的影响,并结合数值模拟进行辅助分析。结果表明:在不同油气比条件下,带凹腔的一体化支板火焰稳定器均能实现稳定高效燃烧;不带凹腔的一体化支板火焰稳定器燃烧效率始终低于带凹腔的一体化支板火焰稳定器,随着油气比的增加,两者燃烧效率差距逐渐缩小;带凹腔的一体化支板火焰稳定器较不带凹腔的一体化支板火焰稳定器有更好的熄火性能;凹腔结构促进了燃油雾化与蒸发,从而提高一体化支板火焰稳定器的燃烧性能。      

剪切稀化非牛顿射流撞击液膜破碎直接数值模拟

液态射流撞击是液体火箭推进系统中广泛采用的一种燃料雾化方法,其破碎特征直接影响燃料最终的掺混及燃烧效率。采用直接数值模拟（DNS）工具,研究了低雷诺数（Re_l=41）和中等韦伯数（We_l=163）条件下剪切稀化非牛顿射流撞击液膜破碎的问题,着重分析了对角液膜的三维结构、破碎特征和非牛顿特性等。研究结果表明：在所研究的射流参数下,该非牛顿撞击液膜破碎属于Open Rim类别,破碎过程具有三维特性并伴随液丝与边缘的融合、液丝向液滴的转变等时域流动特征。液体的总表面积随时间不断增长,但单位表面积随液膜破碎的发生而下降,液膜扩张半角随时间逐渐增加并趋于恒定值43°,而后部液膜的长度几乎不随时间发生变化。此外,撞击液膜表现出明显的剪切稀化特性,液体内部最低黏性系数仅为零剪切黏性系数的1/5。     

两种典型缺陷对六边形蜂窝压缩性能的影响

文摘通过数值模拟研究了孔洞和部分填充孔穴这两种典型缺陷对弹性蜂窝(橡胶)和弹塑性蜂窝(金属)的压缩性能的影响规律。结果表明,相对于分散孔洞,集中孔洞对蜂窝材料的力学性能影响更大,且它们的存在完全改变了其变形模式;而对于含填充孔穴的蜂窝材料而言,其弹性模量得到显著增强,弹性蜂窝的屈曲应力也得到增强,但弹塑性蜂窝的塑性坍塌应力则保持不变或有所下降。