高超声速飞行器瞬态热试验

为了进行高超声速飞行器热防护系统的初步设计和数值计算的验证,设计开发了高超声速飞行器瞬态气动加热地面试验系统及其控制软件.试验系统能够根据飞行器的飞行轨迹和外形参数加载瞬态热流,实时测出结构表面的热流值和温度,得到飞行器的表面试验热流曲线和温度曲线.试验系统采用真空舱模拟飞行环境,并为此设计了冷却床,在真空环境下能比较真实的模拟热防护系统的下表面热环境,使瞬态热试验的原理更加合理,精度进一步提高.      

主流逆压力梯度下气膜孔流量系数的实验

为研究主流逆压力梯度下气膜孔的几何结构和气动参数对流量系数的影响规律,采用放大模型在低速回流式风洞中进行了实验。在对比研究圆柱孔和双向扩张孔流量系数基础上,重点研究了双向扩张孔的流量系数。结果表明,双向扩张孔的流量系数比圆柱孔的流量系数高。前倾角越大,流量系数越高;径向角越大,流量系数越高。流量系数随动量比的增加而增高,在动量比小于4时增幅尤其明显。主流湍流度增大使流量系数增大,动量比越小,增幅越大。除了在孔轴线与平板的夹角较大情况外,密度比对流量系数的影响较小。     

离心式压气机流-热-固耦合分析

利用松散耦合方法建立离心式压气机稳态流-热-固耦合模型,将离心式压气机解耦成气动、传热和结构三个子系统,子系统间存在热、力和变形的传递。由于不匹配的网格划分,利用反距离平均方法构造插值函数实现热与力向结构的传递,采用统一有限元模型实现热-固顺序耦合分析,利用网格重生成技术实现结构变形到气动分析模型的传递。经过3次迭代离心式压气机耦合系统达到收敛。结果表明,分析的离心式压气机内部流-热-固耦合强烈,耦合解法与非耦合解法得到压气机响应存在较大差异,对于多学科耦合强烈的构件,需要考虑学科间的耦合效应反应真实的工作状况。     

几种超声速非常规压缩系统的研究

根据斜激波和膨胀波理论,数值计算得到给定非常规压缩型面所形成的弯曲激波型面和壁面静压分布,同Fluent计算结果进行比较。应用Fluent软件,计算了等压力梯度设计非常规曲面压缩二元进气道、常规等熵压缩二元进气道和三楔压缩二元进气道设计点性能。研究结果表明:数值计算得到的弯曲激波型面与Fluent计算结果吻合较好。等压力梯度设计的非常规压缩型面壁面静压均匀上升,有利于防止壁面附面层分离;其压缩面长度比等熵压缩面缩短21.6%,减轻了进气道的重量。     

西科斯基开始S-76D试飞和S-76C＋＋升级

西科斯基公司的S-76系列民用直升机已经有多种改进改型,包括最新的S-76C＋和S-76C＋＋。现在,西科斯基公司在对S-76C＋＋继续进行升级的同时,也开始了一种更为先进的改型S-76D的飞行试验。     

大型飞机翼面载荷测量技术浅析

飞机使用中作用在飞机上的载荷是结构设计的主要依据,但在飞机设计阶段,主要是在理论计算和风洞试验结果的基础上,根据已有飞机的设计经验进行修正、确定结构设计载荷.修正过程的理论计算和风洞试验不可能完全真实地考虑到影响飞机载荷的所有因素,由它们得到的结果是否合理,最终必须根据真实飞行试验测得的载荷和飞行参数,外推到设计载荷并重新校核结构强度,并进行载荷设计方法的验证等.     

TA15钛合金支臂近等温锻造工艺

TA15钛合金支臂是某机承力构件,采用近等温锻造工艺,将近等温锻造成形技术应用于TA15钛合金支臂难变形合金外形复杂锻件生产,通过控制模具温度在坯料加热温度以下某一范围内,避免锻造过程中温升并使坯料处在较高塑性区,有效降低材料流动抗力,提高锻件组织均匀性、一致性,生产出组织性能合格锻件.     

某型飞机铝合金LY11螺旋桨腐蚀损伤试验

在疲劳试验机及电磁激振试验台上,对不同腐蚀情况的某型飞机螺旋桨桨叶模拟试件进行试验,分别得到了腐蚀损伤面积比随低周循环数N的变化规律,振动频率随损伤深度比、损伤长度比及损伤面积比的变化规律.试验表明,在载荷、温度相同条件下,材料性能、喷丸强化措施和使用环境是影响螺旋桨腐蚀损伤的重要因素;腐蚀损伤的面积比、腐蚀深度比对螺旋桨桨叶振动频率影响较大并获得最大深度比为0.14,模拟试件损伤深度最大允许值为0.7 mm,损伤面积比为0.015,损伤面积最大允许值为3.006 mm2.      

出流结构对涡轮叶栅端壁气膜冷却效率数值研究

通过对涡轮叶栅端壁上游不同气膜冷却结构模型进行数值模拟,得到了不同吹风比情况下,涡轮叶栅端壁的流动与换热特性.结果表明:圆柱形孔冷气射流在孔下游与主流相互作用形成一对转动方向相反的耦合涡,对涡轮叶栅端壁的气膜冷却效果不利.前向扩张孔降低了孔下游耦合涡的强度,对涡轮叶栅端壁总体气膜冷却效率要优于圆柱形孔.前向扩张缝结构增大了射流宽度,冷却了孔间端壁,对涡轮叶栅端壁总体气膜冷却效率要优于圆柱形孔和前向扩张孔.      

跨、超声速吸附式压气机平面叶栅试验

对跨、超声速吸附式压气机平面叶栅进行了试验研究,试验针对若干抽气位置、抽气量和流动条件不同的叶栅工作状态进行,结果表明:一般在通道激波后、附面层分离前抽气对控制叶片附面层在逆压力梯度区的发展、抑制分离、降低叶栅损失、升叶栅气动性能有较明显的效果;在跨声速叶栅中,抽气量大于某个时抽气才能起到减小损失、改善性能的作用.