用桨角力学原理计算涡轮叶片各桨角上三个应力的数学方法

用实验和计算的方法对涡轮机叶片在流体场中的叶片受力面进行了分析。用三个正弦函数原理的公式来计算分析同一角度上叶片的合力FR(φ),叶片径向推力Fr(φ),轴向推力Fr(φ),并阐述了这三个桨角力学原理在实际应用中的数学模型。     

叶轮盖板侧的流动对离心泵泄漏量的影响

利用动量矩定理,建立了叶轮盖板中流体旋转角速度的一阶微分方程,得到了计算离心泵泄漏量的方法.为了获得泄漏量,需要进行迭代求解.从该微分方程出发,可得到容积效率、轴向力等参数.试验研究表明,用此公式计算的理论泄漏量和试验值之间的相对误差在7%～10%以内,验证了该方法的合理性和正确性.     

高过载下固体发动机内Al2O3粒子运动状况的数值模拟

针对φ127 mm、φ315 mm试验发动机及大长细比发动机工作状态和结构特点,开展了燃烧室内三维两相流流动数值模拟,分析了横向和纵向加速度载荷对各种发动机燃烧室内粒子场和聚集带的影响。计算结果表明,不同轴向、横向过载对粒子的聚集位置、聚集浓度、冲击角度、速度有很大影响,轴向过载不变情况下,随着横向过载增大,粒子冲击速度减小、冲击角度增大、冲击位置前移,但粒子聚集浓度变化规律与轴向过载大小有关;药柱结构对发动机内粒子聚集也有很大影响,不同的药柱结构,过载的影响规律不同。     

高低温对推进剂装药抗高过载能力影响研究

固体推进剂作为典型的粘弹性材料,其力学行为具有很强的温度依赖性,不同的发射初温下装药抗过载能力存在差异。基于50℃高温和-40℃低温条件下某改性双基(CMDB)推进剂宽应变率下的单轴压缩试验,从材料性能的率相关性角度确立了50℃和-40℃条件下CMDB推进剂的本构模型和强度判据。基于宽应变率的Prony本构模型,对某端燃柱型装药进行有限元分析,通过应力场和应变率场的耦合分析,分别确立了高低温条件下装药最大抗过载幅值。结果表明,该型装药在50℃高温条件下抗过载极限约为16 000g;在-40℃低温条件下的抗过载极限为14 000g。     

多层连接结构的轴向应力分布的数值计算与试验

为了解多层连接结构的轴向应力分布,从双层法兰螺栓连接结构连接轴向载荷分布着手,建立了被连接件轴向应力分 布的中空椭球体分布模型,推导出被连接件的轴向连接刚度理论表达式;并进行了连接结构扭矩与预紧力关系的试验及压力分布 测试试验;将该模型应用于航空发动机多层法兰连接结构,采用数值模型和试验方法对中空椭球体模型进行验证。结果表明：测 试试验件预紧力与力矩呈正相关,且拧紧系数约为0.2,可满足工程中无润滑条件下螺栓拧紧力矩系数的经验值;连接界面接触范 围随扭矩的增大先增大到一定范围后保持不变;与被连接件轴向应力分布的试验测试结果相比,采用改进的中空椭球体模型和原 中空圆锥体模型的计算结果的最大误差分别为9.42%和21.97%,证明了改进的中空椭球体分布模型的精度较高。     

涡轮泵滚动轴承-转子系统高速运行试验研究

针对涡轮泵转子的具体结构特点,解决了高速运行试验过程中的支承、驱动、轴承润滑冷却、振动测量、转子高速动平衡及轴向力加载控制等问题。结合旋转机械故障诊断技术,提出了高速动平衡效率、转子支承状态及轴向力加载状态的优化方法,并在试验过程中对该优化方法进行了验证,实现了涡轮泵转子的高速稳定运行。结果表明:涡轮泵转子高速运行试验应采用刚性连接的柔性联轴器;涡轮泵转子高速轴承需采用高压直喷式供油;通过平衡效率优化可将非线性振动影响下的转子一次平衡效率由30%提高至73.7%;为避免高速运行时产生基础松动,试验中滚动轴承外环应采用紧配合安装;轴向力应沿轴承周向均匀加载,其大小应根据轴承-转子系统具体结构及运行状态综合分析确定。     

对转压气机中机匣处理的非定常影响

为探究不同形式的机匣处理扩稳机理和损失产生区别，以某两级对转压气机（CRAC）为研究对象，通过非定常数值模拟方法开展了自循环机匣处理（SRCT）和轴向槽机匣处理（ASCT）扩稳机理的研究。结果表明：SRCT和ASCT在近失速点均显著提高失速裕度和总压比，在峰值效率点附近增加效率损失；机匣处理通过作用于叶顶泄漏流和抑制压力势流减弱转子间动-动干涉效应；机匣处理槽内流场与转子相对位置相关，转子周期性的扫掠机匣处理槽增加了轴向槽内流动的非定常性，机匣处理槽内流动掺混是效率下降的主要原因。     

基于可行图的五轴在机测量探针轴向优化方法

针对不同探针轴向下红宝石球上触碰点会引入不同预行程误差导致标定精度和效率低的问题，提出了一种用于优化在机测量探针轴向的可行图构建方法。首先，根据包围盒算法计算各个测量点处免干涉的探针轴向。接着，利用机床运动学链建立红宝石球上触碰点与机床旋转轴的关系，进而构建机床转台旋转角度的可行图。为了提升检测精度，以减少红宝石球上触碰点和机床旋转轴方向变化为原则，优化测量路径上探针轴向，满足无干涉且红宝石球触碰点最少的条件。最后，以离心式叶轮为例进行验证，采用此方法不仅能保证红宝石球上触碰点个数最少而大幅度缩短标定时间，还能减少引入的机床误差量而提升测量精度，实验结果证明该方法重复性好、可行度高。     

现实真比例导引拦截任意机动目标捕获区域

主动机动突防技术的发展给大气层外动能拦截带来了严重困难。假设目标机动加速度方向垂直于弹目视线、形式任意且有界，分析了用于大气层外拦截制导的现实真比例导引律（RTPN）对该任意机动目标的捕获区域。首先在考虑拦截器存在机动过载饱和限制的情况下，推导了比例导引系数的选择范围，可使RTPN的制导指令加速度在拦截过程中不超过拦截器饱和过载；其次基于不等式分析方法，在不考虑拦截器过载限制时，推导了RTPN对任意机动目标的捕获区域；然后结合拦截器机动过载限制，推导了RTPN对任意机动目标的更加实用的捕获区域；最后通过数值仿真算例，验证了所提出的理论。     

应用鲁棒动态逆和三时标分离的飞航导弹过载控制系统设计

选用普通舵系统来设计一种低成本高性能飞航导弹过载控制系统.这种情况下舵系统的动态特性将不能忽略.假设舵系统具有一阶动态特性,导弹的单通道(例如纵向通道)成为一个三阶的被控对象.应用三时标分离的方法将导弹动力学(含舵系统)分离为三个一阶的动力学子系统,这三个子系统分别对应于过载层(慢速子系统)、角速度层(中速子系统)和角加速度层(快速子系统),对这三个子系统分别进行动态逆控制设计,应用基于李雅普诺夫稳定性的鲁棒控制方法,分别设计出期望的慢、中、快动力学子系统,以保证动态逆控制系统对气动系数摄动的鲁棒稳定性.为了简化计算,对快速子系统的控制规律进行了近似处理.给出了各个子系统带宽参数的选择方法.仿真结果验证了该方法的正确性和有效性.