超音速扩压叶栅激波结构与流动特征分析

高级压比风扇叶尖Ma数可能超过 2 .0 ,合理组织叶片通道的激波系 ,减小激波 /附面层干扰 ,提高风扇效率和稳定工作范围 ,是风扇设计中面临的一项艰巨任务。通过对三种不同类型的超音速叶栅的激波结构和流动特征的分析 ,以及对这些叶栅的工作机制与设计特点的探讨 ,可为高级压比风扇设计提供某些有益的参考。     

超声速客机低音爆布局反设计技术研究

音爆已经成为限制民用飞机在陆地上空进行超声速飞行最关键的因素.降低超声速客机的音爆水平,使其能够在陆地上空超声速飞行,将会给超声速客机带来巨大的潜在市场.基于SGD(Seebass-George-Darden)方法,构建了相关的设计分析环境,对超声速客机低音爆布局的反设计技术作了研究分析,在此基础上首次提出了一种“梭式...     

复合材料层合板低速冲击后的弯曲试验研究

对冲击后的5224/CF3052平面织物复合材料层合板进行了四点弯曲试验.分析了层合板在不同冲击能量下的损伤阻抗,包括:凹坑深度、损伤宽度和损伤面积;探讨了层合板在冲击和冲击后弯曲试验过程中的损伤过程、特征和机理;研究了凹坑深度对冲击后层合板弯曲性能的影响规律.结果表明:冲击试验时的冲击能量和损伤宽度,损伤面积无必然联系;层合板的弯曲性能主要受材料的拉伸性能控制;弯曲破坏时,层合板侧面的分层主要集中在受拉面一侧;当对受弯矩作用的复合材料结构进行强度设计时,有必要考虑冲击损伤导致的弯曲剩余强度降低;和冲击后压缩试验结果类似,凹坑深度与冲击后弯曲剩余强度,弯曲剩余模量的关系曲线存在拐点现象.     

叶尖间隙对跨声速轴流压气机近失速的影响

以跨声速轴流压气机rotor 37为研究对象,利用数值仿真计算方法,采用高密度网格对跨声速轴流压气机设计间隙、1/2设计间隙、1/4设计间隙、2倍设计间隙以及零间隙下近失速状况进行计算.计算结果显示:由设计间隙减小到1/2设计间隙时,跨声速轴流压气机压升和绝热效率损失不大,跨声速轴流压气机失速裕度却提高了4%.在此基础上,引入失速分类方法以及涡动力学理论,对流场进行细节分析.提出适当改变间隙可以有效地拓宽跨声速轴流压气机稳定工作范围,但是间隙改变对泄漏涡破碎以及边界层分离有着重要的影响,甚至诱导不同的失速形式,为跨声速轴流压气机间隙设计提供参考,并且从气动角度探讨在跨声速轴流压气机中应用间隙控制技术的条件.     

弯曲模故障模糊预测方法研究

建立了弯曲模故障模糊预测模型，使用Delphi语言开发了一个弯曲模故障模糊预测系统。介绍了系统的总体结构和各模块功能。     

CVI制备的Si3N4p/Si3N4复合材料及其性能

以SiCl4-NH3-H2为反应体系,采用化学气相渗透法制备Si3N4p/Si3N4复合材料.试样主要成分为α-Si3N4和非晶沉积物,并有微量的β-Si3N4和晶体Si.SEM和光学显微图片表明颗粒团间气孔偏大,Si3N4颗粒和CVI Si3N4之间界面弱结合,导致试样的弯曲强度最高只有71MPa.     

面向三维激波问题的装配方法

给出了一种基于非结构动网格技术的三维激波装配方法。在该方法中,三维激波面由被标记为激波属性的网格点连接构成,标记为激波属性的网格点称为激波点。激波点具有两组参数分别代表激波的上下游,利用激波点上下游参数求解R-H关系式获得激波点运动速度。非结构动网格技术的使用允许激波大幅度运动,降低了对初始激波位置的要求。通过引入网格属性定义避免了对计算网格进行分区,增加了装配激波的灵活性。通过球柱体绕流问题验证了该三维装配方法的合理性,针对三维激波装配中比较困难的交点装配问题,通过对三维激波反射以及三维激波相交等算例进行研究找到了可用的三维激波交点运动速度的确定方法,保证了激波运动过程中交点运动与流场求解之间的相容性,获得了相应的装配结果。     

激波风洞超燃冲压发动机推阻测量技术

面向高马赫数超燃冲压发动机推阻性能测量需求,基于FD-21高焓激波风洞,建立了基于自由飞原理的发动机模型推阻测量技术,创新引用了电永磁铁悬挂释放技术与高精度时序控制技术。设计了梯形多孔圆形阵列标记板,使用基于圆形特征阵列标记与图像识别技术的模型典型特征追踪方法,并对位移原始数据进行最近邻离群点剔除,用二阶中心差分求取模型加速度并进行傅里叶频谱分析,通过巴特沃斯低通滤波方法去除微分运算引入的高频噪声。进行了发动机模型自由落体运动试验和通流试验,探讨了自由飞测力技术的数据处理方法,获得了发动机模型的受力数据,给出了测量技术的精准度。在自由落体运动试验中,获得的加速度与当地标准重力加速度值偏差约为±2%。在FD-21风洞名义马赫数10模拟条件下进行了两次冲压发动机通流试验,获得的水平方向加速度相对偏差为2.32%,竖直方向加速度的相对偏差为7.44%。     

激波/湍流边界层干扰的流动控制技术

激波/湍流边界层干扰(STBLI)是航空航天领域中广泛存在的一种复杂流动现象,形成条件涵盖跨声速到高超声速,形成环境复杂多样,给飞行器的气动性能和结构安全性带来重大的影响。结合STBLI的典型流动图像介绍了干扰区的重要物理特征;总结了一些有代表性的STBLI流动控制技术的现状,分析了包括涡流发生器、电磁激励等控制技术的原理、效果及不足;探讨了STBLI流动控制研究中有待于进一步深入研究的问题和方向,为发展实用、高效、针对高超声速条件下的STBLI流动控制技术提供了理论支撑和技术储备。     

计及横向剪切效应的环形谐振子理论研究CSCD

经典环形谐振子理论是一种基于忽略横向剪切变形假设建立的环理论,因而无法准确求解高径比较大的环问题。为了克服上述不足,基于Timoshenko理论和哈密顿原理,建立考虑横向剪切效应的环形谐振子新理论,包括广义本构关系、平衡方程和周期性条件等。利用经典的布勃诺夫-伽辽金法,并结合有限元法,获得谐振子在缓慢、匀速转动过程中二阶弯曲角频率和进动系数的理论解。研究表明,横向剪切变形会在一定程度上影响环形结构二阶弯曲角频率和进动系数的计算结果;环形谐振子的进动系数不是恒定的,它会随着高径比h/r的增大而缓慢地减小。