基于中介轴承润滑效率的流道结构参数反向预测

为了满足航空发动机中介轴承润滑系统设计需求,即在给出特定轴承润滑效率的前提下,获得与之匹配的合理的轴承润滑流道结构参数,提出了考虑各结构参数取值约束条件的轴承润滑效率——流道结构参数反向预测分析方法。根据轴承润滑效率神经网络模型,构造反映结构参数与润滑效率拟合关系的润滑效率函数;以润滑效率函数值与给定润滑效率误差最小为优化目标,通过考虑各结构参数取值范围的优化分析,获得满足给定润滑效率(误差最小)的流道结构参数。相较于目前已有分析方法,所提出的反向预测分析方法预测精度提高了439%,平均计算时长缩短了175 min,且能同时实现多个参数的预测,为中介轴承润滑系统设计提供了一种思路。     

针栓式喷注器液膜下漏率预估模型

为了对针栓式喷注器液膜下漏率进行准确预测,基于针栓式喷注单元喷雾场结构分析,结合理论推导、数值仿真及试验研究3种方法建立了液膜液束各自变形的相对变形量模型;在考虑液膜液束变形的基础上,引入相互影响系数表征多喷注单元间相互影响,建立了实际阻塞率和实际下漏率模型。通过数值仿真及试验结果的多参数充分验证,结果表明:理论预估模型与数值仿真及试验结果一致性较好。液膜液束相互作用下,液膜绕液束流动和液束根部横截面前后缘位置移动不同步导致的展向变宽分别是液膜和液束发生变形的主因,且有效动量比越大,液膜相对变形越大,液束相对变形越小。对于一定阻塞率的几何结构,结果表明:下漏率随着有效动量比的增大而增大,增大趋势呈先快后缓,且实际下漏率均小于几何下漏率,这是由膜束变形导致的实际阻塞率比几何阻塞率更大造成的。另外,发现液膜下漏率仅与表征流场结构(有效动量比)及几何结构的无量纲参数(液膜厚度与液束直径之比和阻塞率)有关,与喷射速度的绝对值无关,并给出了模型中的常系数供工程设计预估使用,对从设计初期就考虑针栓头的热防护问题具有重要的指导意义。     

环片数量对环帆伞气动性能的影响

为探究环片数量对环帆伞气动性能的影响,文章基于 CFD方法对某环帆伞流场开展了定常三维数值模拟,采用有限体积法求解不可压缩 Navier-Stokes控制方程来模拟外部流场,获得了该伞的气动参数与绕流流场分布。通过数值结果与空投试验结果对比,验证了数值方法的准确性。在不改变伞衣名义面积和环帆高度比的前提下,分别针对定结构透气量和变结构透气量开展了环片数量对气动性能的影响研究,结果表明:定结构透气性下,环片数量对伞衣阻力性能和气动静稳定性的影响很小;变结构透气性下,环片数量通过影响透气量、尾涡分布等因素进一步影响环帆伞稳定性。上述结果对环帆伞的设计有一定参考意义。     

极限环振荡和飞行颤振试验

极限环振器（ＬＣＯ）是在飞行颤振试验及相关的试验中出现的一种振荡现象,是在所承受周期性作用力的结构,控制面或外挂物上发生的,其振幅既不随时间增加（发散）,也不减少。该现象可能是严格的气道问题（颤振）,也可能包括自动飞行控制系统的动力学特性（本文中未提到）,或者可能是两种问题的结合（气动伺服弹性）。由于在飞行状态下,从小的正阻尼运动变化到小的负阻尼所需的变化可能非常小,所以,从ＬＣＯ快速进入发散状态     

半球型动压气浮轴承陀螺仪的静态误差模型

为研究三自由度比力作用下半球型动压气浮轴承气膜变形对平台惯导中三浮陀螺仪输出的影响,提出了一种通过求解Reynolds方程来计算陀螺仪静态误差的数学模型。首先,在考虑气体稀薄效应条件下,针对三浮陀螺仪中的半球型动压气浮轴承给出对应的Reynolds润滑方程;然后,用有限差分法求解气膜压力场,并利用得到的载荷与转子位移计算陀螺仪静态误差;最终,通过回归分析,得到半球型动压气浮轴承陀螺仪的静态误差模型。为简化回归分析的过程,引入干扰力矩与比力的周向夹角和径向干扰力矩作为中间参数,将三元回归分析问题转化为二元回归分析问题。计算结果表明:径向干扰力矩随着轴向比力的增大而增大,随着径向比力的增大呈现先增大后减小的趋势;干扰力矩在周向上超前比力1.35~1.55 rad。本文静态误差模型可预测300 m/s2以内任意方向比力作用下由转子位移所引起的陀螺仪静态误差。      

附加阻尼环的航空齿轮强迫响应分析方法

为了避免航空齿轮振动过大导致齿轮辐板破裂,在齿轮外缘安装阻尼环是一种有效减振方法。针对工程中阻尼环设计时缺乏有效便捷的设计方法问题,基于能量法建立了航空齿轮节径型振动下阻尼环的等效参数模型。在给定模态振型下,将阻尼环的影响效果简化为依赖于齿轮振幅（振动应力）的等效阻尼、等效刚度和等效质量,实现了齿轮-阻尼环系统幅频响应快速求解。以某航空齿轮为例,分析了激励载荷、摩擦系数、转速以及结构固有阻尼对强迫响应的影响,结合许用振动应力进行了阻尼环优化设计。结果表明：阻尼环减振效果与振动应力具有强非线性,在本文给定的激励载荷及100 MPa许用振动应力下,阻尼环质量比不应大于5%,最佳摩擦系数为0.1,设计得当的阻尼环能够降低50%以上的振动应力。     

飞机环控系统供气温度、流量和湿度对座舱热负荷的影响

 将歼击机前机身置于电辐射加温器内,当座舱盖温度达６０℃,飞机座舱驾驶杆周围温度稳定在４０℃时,座舱空气调节系统使用不同的供气温度、供气流量、含湿量进行通风降温,观察对座舱温度和人体温度参数的影响。供气温度与座舱三球温度指数（ＷＢＧＴ）和座舱平均舱温（Ｔｄｂ）呈正相关。供气流量３００ｋｇ／ｈ降温效果优于２５０ｋｇ／ｈ。供气温度与２０ｍｉｎ时的平均皮肤温度下降值（ΔＴｓｋ）呈负相关。供气温度高,人体出汗量高,人体热反应明显。ＷＢＧＴ３０℃,使用０℃供气温度在短时间内可使座舱温度和人体Ｔｓｋ降至工效区范围,多数指标可满足国家军用标准的要求。     

环氧化端羟基聚丁二烯／H12 MDI型聚氨酯固化工艺的研究

采用环氧化端羟基聚丁二烯(EHTPB)与H12MDI固化交联形成聚氨酯弹性体,利用DSC外推法研究了EHTPB/H12MDI型聚氨酯固化的最佳反应温度,再通过测量固化产物的力学性能研究了其他最佳固化工艺参数,包括反应时间、固化剂H12MDI用量、EHTPB环氧值以及扩链剂BDO用量,并在相同条件下对端羟基聚丁二烯(HTPB)/H12MDI和EHTPB/H12MDI固化产物的力学性能进行了比较。结果表明,EHTPB/H12MDI固化产物具备更好的力学性能,并得到了EHTPB/H12MDI型聚氨酯弹性体的最佳固化工艺条件。     

一种腹下S弯进气道低速大攻角下气动特性实验

对一种腹下S弯进气道进行了实验研究,得到了低速大攻角下的气动特性,结果表明:随出口马赫数的增加,腹下S弯进气道出口截面的总压恢复系数不断下降,稳态周向畸变指数、紊流度和综合畸变指数均上升;出口马赫数为0.45时,进气道出口总压信号的功率谱在220Hz处存在峰值,内通道发生了局部流动分离;与地面抽吸状态相比,该进气道在低速大攻角状态下具有较高的总压恢复系数,虽综合畸变指数也偏大,但能够满足发动机正常工作的要求.      

导弹表面流动分离与后体减阻设计

采用基于压缩性修正的两方程K\|ω\|WD+模式数值求解雷诺平均的Navier\|Stokes方程组,数值模拟导弹跨、超声速流动(含底部),研究导弹后体多台阶、环向凹槽等典型分离流动的被动减阻措施对阻力缩减的影响。与分离导致阻力增加的传统观点不同,通过分析计算结果发现多台阶能有效降低摩阻及底部阻力;环向凹槽则有利于降低摩擦阻力,底阻减小不明显;组合外形未必能获得较基准外形更多的阻力缩减,欲获得更多的阻力缩减,仍须开展更深入细致的工作。