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。     

Low sensitivity m ification for spiral bevel gears

为了改善航空弧齿锥齿轮的啮合稳定性,提出了齿面低敏感性修形．基于齿面误差和误差敏感性矩阵,建立齿面误差修正模型,用广义逆矩阵的最小二乘法求解超越方程组,获得机床调整参数的修正量;对齿面进行3段抛物线修形,将修形后的齿面作为目标齿面,采用齿面误差修正的方法求得相应的机床调整参数;仿真算例表明：经过低敏感性修形,降低了齿面印痕的误差敏感性、提高了齿轮副的容差范围,但齿根弯曲强度下降了4．28％．因此,通过合理选择齿面修形系数,可降低齿根强度的变化,改善齿轮副啮合稳定性．     

静气弹中非线性气动力建模方法与分析

大展弦比低雷诺数气动布局容易较早出现气流分离,会带来明显的非线性气动力问题。针对此类布局提出了一种建立基于Kriging插值的非线性压力系数分布模型的方法。从Navier-Stokes方程计算的不同状态下飞机的压力系数中提取不同坐标的系数。利用Kriging插值函数建立CFD压力系数对迎角导数的响应面,将插值结果代入偶极子网格法(Double-Lattice Method,DLM)修正其线性方法。利用无限板样条(IPS)方法进行气动结构耦合,实现了有限元结构的非线性气弹响应分析。算例结果验证了方法对于静气弹分析的有效性,同时能准确地反映弹性带来的气动效率的降低和非线性力矩特征。     

滑油泵流量不合格排故研究

为排除某型航空发动机滑油泵在使用1个发动机寿命期后流量不合格的故障,根据滑油泵工作原理,分析了滑油温度和滑油泵间隙（端面间隙、凸台间隙和径向间隙）等因素对其流量的影响。结果表明,温度对滑油泵流量性能影响较大,其影响主要是在滑油温度改变后,端面、凸台和径向间隙泄漏量变化而产生的;滑油泵端面间隙对流量的影响较大,端面间隙缩小O．01mm,流量可以提高1咖1n左右,将滑油泵凸台间隙调整至-O．01～O．01mm和0～O．02mm区间,流量可提高2～3L／min。通过试验验证给出了提高滑油泵流量的措施,从而排除了多台某型发动机滑油泵流量不合格故障。     

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。     

基于ANSYS概率分析的导弹结构可靠度计算

针对导弹结构的材料性能、载荷环境、几何尺寸等参数不确定性的影响,基于ANSYS概率设计系统,提出了利用ANSYS概率分析功能对导弹进行结构可靠性分析的方法。通过建立某型导弹同体发动机推进剂药柱的极限状态方程,采用蒙特卡洛模拟随机载荷和固体推进剂药柱初始强度来获取推进剂药柱的可靠度。该方法能有效地计算贮存、飞行等环境条件下的导弹结构可靠性。     

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。     

基于干扰距离控制的直升机桨-涡干扰噪声降噪方法

提出了一种适用于直升机旋翼桨-涡干扰距离计算的方法。针对桨-涡干扰距离计算中必需的旋翼桨盘入流及桨盘倾角,又分别建立了旋翼耦合N-S （Navier-Stokes）/自由尾迹模型和桨盘配平模型进行求解,其特点是兼顾计算精度和计算效率;并从悬停、前飞两方面验证了方法的有效性。应用所建立的桨-涡干扰距离计算方法,着重分析了直升机纵向平面力以及飞行参数对旋翼桨-涡干扰距离的影响机理,并进一步计算了不同纵向平面力作用下的旋翼地面声场特性及影响规律。结果表明:合理施加纵向平面力、加速度等措施后,地面最大噪声降低约4dB。同时,还通过研究桨-涡干扰距离与飞行参数的影响关系,得到了一些对直升机低噪声飞行具有实际指导意义的结论。      

基于抽吸的亚声速平面叶栅风洞流场品质控制研究

提升平面叶栅风洞流场品质对于获取高质量、低不确定性的试验结果尤为重要。基于对原始叶栅风洞的测量结果,本文采用数值模拟方法进一步分析了来流攻角对叶栅流场品质的影响机理,并在试验段上侧壁不同位置处设置了两种抽吸方案,研究了抽吸槽位置以及抽吸流量对平面叶栅风洞流场品质的控制效果。研究结果表明：叶栅风洞固有结构对流场品质的影响随来流攻角的增大而增大,使叶栅进口的准确性和均匀性以及出口的周期性下降,可用测量范围缩小;抽吸能够减弱靠近上侧壁的三个通道的堵塞程度,从而扩宽进口均匀性及出口周期性的范围,使进口马赫数偏差小于0.01,进气角偏差小于0.5°;在可移动上侧壁和叶栅首叶片之间进行抽吸对叶栅进口均匀性提升较大,但对出口周期性提升很小;在叶栅首叶片吸力面中后部进行抽吸能够同时提升进口均匀性和出口周期性;在可移动上侧壁和叶栅首叶片之间开抽吸槽比在叶栅首叶片吸力面开设抽吸槽具有更好的工程应用性,但临界抽吸流量增加了两倍。