纤维增强涡轮轴结构失效模式分析方法及试验验证

针对连续纤维增强复合材料涡轮轴结构失效模式分析问题,基于宏-细观力学跨尺度分析方法,建立细观力学代表性体积元(RVE)模型,通过编程模拟实现模型的周期性边界条件,计算纤维增强复合材料应力响应,将其均值应力转化为真实应力,确定失效包线。建立连续纤维增强轴结构力学模型,计算轴结构在扭转载荷下的应力响应。通过复合材料层合板主偏轴关系应力转化,将危险单元各方向宏观应力响应计算结果转化到细观力学RVE模型上,即为细观力学RVE模型受载情况。结合细观力学失效边界确定复合材料轴结构危险位置失效模式,当扭转载荷达到5 000～5 500 N·m之间,复合材料最外层即层6(+45°)首先达到基体拉伸失效载荷。开展复合材料轴结构失效模式试验,在扭转载荷达到6 000 N·m时,声发射信号相互叠加,大部分均为中频信号,中频信号多为基体、界面开裂信号。与模拟仿真计算结果对比分析,验证连续纤维增强复合材料涡轮轴结构失效模式分析方法的有效性。利用所建立模型预测了某型发动机低压涡轮轴的失效载荷及失效模式。     

聚碳硅烷纤维的不溶化处理研究——（Ⅲ）——不熔化现理的探讨

对PCS纤维空气氧化反应过程中产生的尾气进行了色谱分析,并对氧化后的纤维进行了红外分析,在此基础上推测了不熔化机理;采用XPS分析技术考虑了氧在PCS纤维中的分布,结果表明,PCS纤维氧化反应过程中有少量氢气生成,出现局部过热时伴随有CO2生成;氧在不溶化PCS纤维中由表及里呈梯度分布,低温,长时的不溶化处理条件有利于氧在纤维中的扩散和均匀分布。     

某大型地效飞行器及其驮运巡航状态气动特性数值模拟

研究地效飞行器及其驮运负载飞行器巡航状态的气动特性,对大型地效飞行器的研发具有重要意义。采用求解N-S方程的有限体积法,分别针对地效飞行器巡航状态及其驮运负载飞行器巡航状态进行数值模拟分析。结果表明:综合考虑升阻比与阻力的大小,地效飞行器巡航状态机翼的最佳安装角为5.5°;综合考虑升阻比与巡航飞行的安全性、操纵性,地效飞行器巡航状态的最佳飞行高度为8 m;综合考虑巡航经济性以及从巡航状态过渡到分离状态的安全性与可靠性,两机驮运巡航状态下负载飞行器的最佳迎角为3°。     

多齿轮缘封严特性的实验

使用气体体积分数法得到了多齿轮缘封严的封严效率分布,获得封严效率随无量纲封严流量变化规律,最终拟合得出实验工况下的最小封严流量计算关联式（实验中主流雷诺数为1.42×105~3.20×105,旋转雷诺数为5.27×105~1.36×106）.通过对二氧化碳体积分数的测量结果表明:在盘腔内部高半径处封严效率较低,而低半径处封严效率一直处于较高的水平;封严效率随封严流量的变化与Owen封严效率方程有较好符合度,说明可以用封严效率方程对多齿轮缘封严进行预测,实验结果进一步扩展了其应用范围.      

替代燃料贫油熄火边界影响因素

为了研究燃油以及入口空气压力对于贫油熄火(LBO)边界的影响大小及规律,采用航空煤油(RP-3)、高沸点费托油(FT)和柴油进行了三种不同燃烧室入口压力工况下的贫油熄火实验并进行规律分析。分析结果表明:入口压力对贫油熄火边界的影响(19.17%)要大于燃油性质造成的影响(6.26%)。导致熄火油气比变化的主要因素包括入口空气压力,火焰体积,燃烧室温度,燃油雾化直径以及燃油的热值和密度,其中火焰体积和燃油雾化直径主要受燃油性质影响,而燃烧室温度则与入口压力有很大关系。入口压力影响的贫油熄火油气比变化会受其影响的火焰体积和燃烧室温度变化而削弱。碳数高支链烷烃含量少的燃油可能会提高火焰体积对熄火油气比的影响,使其在低入口压力下有更好的贫油熄火边界。      

偏心撞击对撞击式喷嘴雾化特性的影响

为研究偏心撞击对撞击式喷嘴雾化特性的影响,建立了求解自燃推进剂冷态射流撞击雾化过程的数值模拟方案,计算了不同偏心度条件下的射流撞击雾化过程。采用树形自适应加密算法直接求解不可压Navier-Stokes方程组,由分段线性的流体体积(VOF)方法对流体界面进行捕捉。结果表明偏心撞击会导致雾场发生偏转,当无量纲偏心度E为1/8时,雾场偏转角度约为9.2°,应控制加工偏差小于该值。随着偏心度的增大,液膜的偏转角度增大,理论推导得到的液膜偏转角度要小于数值计算得到的液膜偏转角度。正心撞击时燃料与氧化剂流强峰值接近,雾场的流强分布呈单峰分布。当发生偏心撞击时,由于燃料与氧化剂部分射流未参与撞击导致流强峰值出现交错,雾场的流强分布呈双峰分布,混合比的空间分布发生较大改变。正心撞击时撞击点下游液滴的速度分布近似呈轴对称分布,而偏心撞击之后的速度分布则呈中心对称分布。偏心撞击导致的射流动量损失使得雾化性能变差,当无量纲偏心度E为1/8时,一甲基肼(MMH)的Sauter平均直径增大约4.8%,四氧化二氮(NTO)的Sauter平均直径增大约5.8%。      

固体火箭发动机喉衬用轴编C/C复合材料的烧蚀及热结构特性研究进展

固体火箭发动机喉衬用轴编C/C复合材料的工作环境面临高温、高压、高速燃气流和大量凝聚相颗粒的烧蚀和冲刷,对材料的抗烧蚀性能和热结构特性要求十分严格。因此,从烧蚀实验和热结构特性实验研究、热结构特性预测与气体-颗粒两相流数值模拟三个方面,论述了轴编C/C复合材料的烧蚀及热结构特性研究进展。总结讨论了实现真实烧蚀工作环境的模拟和影响烧蚀实验参数的控制是高温烧蚀实验的难点,对于铝颗粒添加下工况的烧蚀实验和在细观尺度下热结构特性参数的测定实验是重点;提出从实验件类型、实验系统设计和对比有无铝颗粒添加下的工况进行烧蚀实验;提出采用一种热稳定性材料取代界面的实验方案进行热结构特性参数的测定实验。在热结构特性研究的细观尺度方面,组分材料之间的界面对热结构特性的影响有待深入研究,提出在代表性体积单元模型的基础上引入温度的周期性边界条件来实现热结构参数的预测。在气粒两相流数值模拟方面,发动机内不同相之间相互耦合作用以及对轴编C/C复合材料的机械侵蚀是数值模拟研究的难点,提出使用SDPH-FVM耦合的方法去解决内流场燃烧流动的问题,进一步可用来揭示内流场燃烧流动机理。     

高性能纤维增强树脂基复合材料3D打印

3D打印技术是一种逐层成形的增材制造技术,而纤维增强树脂基复合材料是一种力学性能优异的先进结构材料,结合3D打印的工艺先进性和纤维的材料性能优势,提出新型的纤维增强树脂基复合材料3D打印工艺,为进一步促进两者共同发展与应用提供了可能。综述并分析了纤维增强树脂基复合材料3D打印技术的研究现状与瓶颈,提出了一种连续纤维增强热固性树脂基复合材料3D打印工艺,将3D打印丝材制备、3D打印预成型体、3D打印预成型体固化分隔成3个独立的模块,并根据不同模块设计搭建了不同的试验平台及设备,成功制备得到了连续纤维增强热固性树脂基复合材料3D打印构件,还测试得出其(纤维含量为52%)拉伸强度及拉伸模量分别达到1325.14MPa和100.28GPa;弯曲强度及弯曲模量分别为1078.03MPa和80.01GPa;层间剪切强度为58.89MPa。大幅提高了纤维增强树脂基复合材料3D打印成型构件的力学性能。     

航空发动机软壁风扇机匣包容性研究

高强度纤维缠绕增强的软壁机匣是大型航空发动机轻质风扇机匣的主要选型之一。针对大型航空发动机软壁包容机匣的总体设计思路,从结构特点、数值分析技术、试验方法、纤维性能考核等方面研究了其包容性分析设计的方法。分析了软壁风扇包容机匣的结构特点,较适用于工程、机理分析地连续介质模型和纱线模型,得出了旋转打靶试验能有效考虑关键因素,而部件包容试验则能初步验证包容能力,数值仿真与部件试验相结合能快速掌握软壁机匣的包容性设计方法。此外,软壁机匣外层纤维织物的拉伸、剪切、摩擦、应变率效应、抗老化测试等性能测试,可为选取优良的纤维织物以及发展适用的材料模型提供参考和依据。     

民机飞行结冰参数的模拟与校准

结冰问题的研究对于民用飞机设计十分重要,采用结冰风洞试验是主要的方法之一,欧美国家有很多成熟的结冰风洞用于型号研究。结冰风洞中需要对很多参数进行控制,其中水雾参数精确控制的难度很大,而且一般通过间接方法来进行测试校准,往往误差较大,导致不同结冰风洞试验结果往往有所差异。文章介绍了在意大利宇航中心的IWT 结冰风洞完成的冰风洞校准试验,对结冰风洞水雾参数校准方法进行了阐述,为民机结冰风洞研究提供参考。