基于深度学习的混合翼型前缘压力分布预测

提出了一种基于深度学习的混合翼型前缘压力分布预测方法,通过对翼型几何特征提取、压力分布曲线的参数化,建立了卷积神经网络模型（CNN）,并利用计算流体力学（CFD）的计算结果作为其训练样本,实现对混合翼型前缘压力分布的预测。结果表明:两种方法计算结果的拟合优度大于0.98,基于深度学习的计算方法耗时1.7 s,CFD方法耗时大于50 s,计算时间大大缩短。该方法能够在满足计算精度的条件下提高计算效率并可应用于其他的翼型设计过程。      

基于两相流模型的挤压油膜阻尼器空化流场特性数值模拟

基于气液两相流理论中的Mixture模型和Zwart-Gerber-Belamri空化模型,采用动网格技术建立了两端开口中心槽供油型挤压油膜阻尼器三维非定常空化流场求解模型。数值模拟表明:随着阻尼器内环进动,考虑两相流动的油膜低压区在中心槽的两侧产生两道对称的条状负压带,条状带内具有较高的气相体积分数;阻尼器低压区的压力和气相体积分数对进油孔位置十分敏感,阻尼器油膜力和流场气穴比的变化频率与进油孔数密切相关。内环同心进动半径、进动频率对阻尼器空化流场影响的数值计算表明,进动半径和频率的增大均会使得流场内的空化现象加剧,同时气穴比的相位滞后现象愈加显著。      

进口流量对无管式减涡器流阻特性影响研究

为分析进口流量对压气机引气系统无管式减涡器压力损失的影响及无管式减涡器减阻效果,采用数值模拟与试验研究相结合的方法对无管式减涡器开展研究,并与直喷嘴模型进行了对比。模型试验验证了数值模拟方法的可靠性,通过数值模拟,建立了无管式减涡器流阻特性"S"形曲线三分区模型,分析了无管式减涡器各截面间压力损失及其占比随无量纲质量流量变化规律。在计算流量范围内,与直喷嘴模型相比,无管式减涡器平均可降低压气机引气系统压力损失约45.9%。在第二拐点处,共转盘腔内压力损失降低了96.44%,此时无管式减涡器减阻效果最佳,较直喷嘴模型压力损失降低了73.44%。     

2级脉冲爆震发动机中超声速射流对撞诱导激波聚焦试验研究

为研究2-St age PDE中连续超声速射流及结构参数对撞诱导激波聚焦的影响规律,在冷态条件下开展了2-St age PDE中连续超声速射流对撞诱导激波聚焦的试验。分析了喷口宽度、导流环深度、凹面腔开口端与喷管间距、尾喷管角度、射流入射压力等参数对凹面腔底部峰值压力的影响。结果表明:喷口宽度、导流环深度、凹面腔开口端与喷口间距、射流入射压力越大,凹面腔底部峰值压力越大,激波聚焦效果越好;尾喷管角度越大,凹面腔底部峰值压力越小,激波聚焦效果越差;喷口宽度、导流环深度、射流入射压力对激波聚焦的影响较大。     

民机环控系统压力传感器测试台的设计

压力传感器作为民机环控系统中的关重成品件,其性能好坏直接影响飞机空气系统的管理。为保证其装机质量,提升飞机研制和批产效率,设计了一套压力传感器自动测试台,用于压力传感器的性能测试。首先介绍了压力传感器在机上的功能、分类以及性能参数;然后根据其测试特性,分别从硬件构架、设备选型、测试软件以及配套设备等四个方面阐述了压力传感器测试台的设计方案,实现通过测试软件对压力传感器测试压力和温度的自动控制,并在测试压力和温度达到稳定后,自动采集压力传感器输出的电压信号,经过数据处理后生成测试报告并判断测试结果;最后列出了压力传感器测试台的应用范围和意义。     

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。     

变冲角下压力面小翼控制高亚声速扩压叶栅气动特性的研究

为了探究变冲角时压力面小翼对高亚声速扩压叶栅气动特性的影响,采用数值模拟软件ANSYS CFX对不同来流冲角下(0°,±3°,±6°)原型叶栅及加装了不同宽度压力面小翼的改型叶栅进行了数值计算。结果表明:不同冲角下压力面小翼都可以削弱泄漏涡的强度,改善叶顶间隙流动,降低叶栅流动损失。不同冲角时具有不同的最佳小翼方案,PW1.5方案在+6°冲角下性能提高最大,与同冲角下的原型叶栅相比,PW1.5方案的总压损失降低了14.4%。     

基于SIFT算法的含碳颗粒凝胶推进剂雾化场速度分析

雾化是凝胶推进技术的关键问题之一,雾化过程中的液膜、液丝及液滴等的速度分布、液膜厚度等参数对于判断雾化效果、揭示雾化机理具有重要作用。为了对含碳颗粒凝胶推进剂雾化场的速度进行定量分析,提出了一种基于SIFT关键点匹配的雾化场速度计算方法,并以雾化场速度分析为基础,提出了一种新的液膜厚度估算方法。结果表明:雾化场速度随射流速度的增大而增大,随撞击角度的增大而减小;雾化场平均速度与射流速度的比值vato/vjet在0.6~0.9,可用于表征雾化效果,vato/vjet越小,雾化效果越好;射流撞击形成液膜的厚度在0.04~0.13mm,液膜厚度随着射流速度及撞击角度的增大而减小;凝胶推进剂的雾化效果随着碳颗粒浓度的增大而降低,随着碳颗粒粒径的增大而略有改善。     

再生冷却推力室热障涂层系统的热结构分析

为了设计和优化适用于液体火箭发动机推力室的热障涂层,应用ANSYS的热-结构分析功能,对再生冷却推力室-热障涂层系统进行了热结构有限元分析,得到在不同涂层覆盖下,推力室壁中的温度场和应变场,并通过对热障涂层中应变场的分析,研究不同涂层发生分层剥落的关键位置以及主要驱动力。结果表明,陶瓷层厚度较大的YSZ+Ni Cr Al Y涂层拥有更优异的性能,使推力室壁在热试阶段的最大应变量减少约36.1%;工作循环中,涂层与推力室壁的接触面上会产生较大的应变量,最终有可能导致涂层剥落失效;粘结层能缓解涂层与推力室壁间的热膨胀系数不匹配,使陶瓷层在热试阶段的最大应变量减少约80%。     

低温液氮贮箱增压及排气流量控制方法

在对以液氮为工质的低温贮箱进行热分析的基础上推导了增压速率计算模型,并通过两种增压工况进行了验证。主要开展了直排模式、排气模式及并行模式下的气枕压力及蒸气排气流量的对比实验,通过后两者模式下的蒸气排放质量与直接排放相比,分析了压力控制带内单循环各个模式下热力排气系统（TVS）的效能,结果表明:采用低温蒸气节流的并行模式在蒸气排放质量和气枕降压速率上具有优于其他模式的明显优势,气相并行模式比直排模式质量减少97%。