混合流场控制的大涡模拟

采用大涡模拟方法研究了三维小扰动下,混合流场大尺度拟序结构的产生和演化过程,捕捉了展向涡的卷起、配对、合并,以及二次流向涡的出现等大尺度的三维拟序结构,分析了拟序结构与入口扰动方式之间的内在联系,再现了涡卷自身撕裂而引发转捩的现象。     

微动疲劳影响因素及钛合金微动疲劳行为

综述了影响材料微动疲劳 ( FF)行为的各因素及其相互联系,通过实验探讨了接触压力、位移幅度、接触几何及残余应力状态等重要因素对 Ti6Al4 V合金 FF行为的影响规律及交互作用。结果表明,钛合金 FF寿命随接触压力和位移幅度的变化均是非单调性的,原因是名义接触压力的变化改变了接触区应力分布、应力集中状况和微动位移幅,从而影响裂纹的萌生几率,而位移幅影响了疲劳和磨损因素在 FF过程中的作用主次。接触几何则通过改变接触区应力集中状况而影响裂纹萌生几率的大小。残余压应力主要抑制 FF裂纹扩展,在部分滑动条件下它对提高钛合金 FF抗力的作用更加显著。     

A型飞机机翼主梁结构的使用寿命研究

确定A型飞机机翼主梁结构的使用寿命，是保证A型飞机使用安全的关系。通过对全机第一关键危险部位-机翼主梁下凸缘第2螺栓孔部位的寿命估算、模拟件疲劳对比试验、模拟件耐久性试验，全机疲劳试验，经过综合分析研究，得到A型飞机机翼主梁结构的使用寿命满足3000飞行小时的结合。这一结论为全机使用寿命的确定奠定了基础。而全机使用寿命的确定是A型飞机生产定型的重要依据，也是对现役A型飞机进行维护及大修的重要依据。     

弹头形态对点阵金属陶瓷夹层结构侵彻效能的影响

提出了一种由金字塔型点阵金属骨架、陶瓷棒、环氧树脂胶结剂、金属面板及背板所组成的复合材料结构模型。基于有限元法,在实验验证数值方法有效性的基础上,模拟研究了该型复合结构对三类钢制弹丸(平头、球头和锥头)的抗侵彻机制。对比分析了弹靶模型各子结构的失效模式、吸能效率、弹丸的塑性变形、弹道特性、速度及加速度等变化规律。结果表明:弹头形态对复合靶板的破坏形态和吸能特性有较大影响,平头弹丸和球头弹丸对靶板主要产生冲塞破坏,达到峰值加速度的时间较短;而锥头弹丸主要表现为刺穿扩孔型破坏,达到峰值加速度的时间较长,侵彻效能最高。在弹体高速侵彻靶板的过程中,由于金属骨架的剪切扩孔和塑性变形、陶瓷棒的断裂破坏以及金属面板与背板的塑性变形,使得该型防护结构的抗侵彻能力得到了显著提高。     

直孔射流对压气机叶栅流场影响的实验研究

为了探究直孔射流对压气机叶栅的影响,通过实验方法,结合流场显示技术和流场测试技术,对无控叶栅和直孔射流方案下的压气机平面叶栅在正攻角下的流场结构和气动性能进行了分析。结果表明:无控叶栅中吸力面存在三个螺旋点,而不同射流方案下螺旋点的数量和位置变化明显;无控叶栅端壁存在一个从吸力面起始的分离区,布置射流孔后,在射流孔前发展出马蹄涡,马蹄涡的两个分支的发展情况及其对流场影响随着不同射流方案呈现出不同的特点;射流孔的位置对控制效果有明显的影响,最佳方案减小了3.2%的总压损失,增大了1.86%的通流流量;在最佳方案下,吸力面螺旋点数量减少到了1个,端壁没有明显的尾迹出现,出口处高损失区的欠偏转和端区的过偏转均有所减弱。     

流体微团作用与流动结构变化试验分析

为了分析湍流流动中流体微团所受作用与流动结构变化之间的关系,在槽道湍流边界层中通过粒子图像测速(PIV)技术,拍摄流向-展向平面流场,采用本征正交分解方法提取湍流流动中不同尺度的含能结构。采用矢量象限组合分析方法,将流场中流体微团所受作用分为肿胀作用、弯曲作用和旋转作用。结果表明:流动结构变化机理与这3种作用相关;肿胀型条带间流体微团受到的主要作用是弯曲作用,在弯曲作用下直条带会弯曲,弯曲条带在肿胀作用下汇聚成肿胀型条带;随着流动结构尺度减小,旋转作用逐渐增大。     

薄壁圆筒结构工作变形的连续扫描激光测振方法

提出了一种薄壁圆筒结构外表面工作变形(ODS)连续扫描激光多普勒振动测试方法。将旋转平台与电动机控制引入激光连续扫描,发展了一种与激光连续扫描路径相匹配的电动机控制算法,使连续扫描激光振动测试应用于薄壁圆筒结构;对试验件进行了薄壁圆筒结构外表面激光连续扫描测试,获取了500 Hz内的前5阶模态,结果表明:该测试方法与商用激光离散点扫描测试模态振型的相关性在0.96以上,验证了薄壁圆筒连续扫描激光多普勒振动测试的可行性与准确性。连续扫描激光测试的效率高、测点密集,对进一步工程应用具有指导意义和实用价值。     

涡轮转子凹槽叶尖泄漏流动气动热力特征

为探索总结凹槽叶尖泄漏流动气动热力特征,利用实验和数值模拟方法,对叶尖凹槽内部旋涡相互作用机理和叶顶流动换热与泄漏流能量再分布等问题进行研究,并对凹槽叶尖参数化设计方法进行探讨。结果表明:搭建的考虑多因素实验台和可视化泄漏流动测量方案可以精确地捕捉到叶顶区域的流动结构;刮削涡在凹槽中起到"气动篦齿"作用,其形态特征的变化直接影响凹槽叶尖对泄漏流动的控制效果;高温泄漏流流体对叶片表面的冲击是叶尖热负荷提高的主要原因;合理选择叶尖气动参数和凹槽的几何参数可以有效控制刮削涡形态,最终提升叶尖气动热力性能。     

航空发动机燃油雾化特性研究进展

从实验、理论和数值模拟三个方面对航空发动机内的燃油雾化问题研究进展进行了综述。实验方面,通过雾化实验,可定性分析喷注参数及环境条件等因素对雾化效果的影响,测量技术是影响实验精度的关键;雾化理论对液膜形状及破碎特性的预测值与实验还存在一定误差,复杂气动条件下的雾化理论还较为缺乏;雾化数值模拟可以获得不同形式燃油雾化的某些典型变化过程,复杂多过程、多因素影响的雾化模拟还较难开展。总体上看,航空发动机燃油雾化机理还未能完全揭示。     

转子结构系统界面失效分析及稳健设计方法

针对结构非连续转子中连接界面接触状态变化引起界面力学特征改变,使转子系统动力特性不稳健的问题进行分析,并提出了一种界面接触状态的稳健设计方法。结果表明:该方法通过分析结构非连续转子系统中界面损伤失效的力学过程,对结构特征参数进行优化设计,降低界面力学特性对载荷环境的敏感度。以涡轮转子套齿连接为例进行优化设计得到,在加工装配误差所导致的应力极限情况下,最优解的接触应力水平更加远离应力约束边界,使带有连接界面的结构非连续转子系统的力学特性更加稳健,具有较好的工程应用价值。