复合材料风扇叶片力学性能试验研究与有限元分析

依照制定的规范化试验流程,进行额定工况和二倍超载工况下的静力加载试验和全寿命周期疲劳试验,以验证复合材料风扇叶片运转工况所需的力学性能试验,结果表明复合材料风扇叶片满足使用强度要求,具有足够疲劳寿命。试验流程制定和具体试验方法可为同类产品力学性能检测提供参考。提出一种曲面外形构件复合材料属性设置方法,基于该方法建立复合材料叶片有限元模型,应用该模型对复合材料叶片在额定工况离心力作用下的载荷-位移响应进行计算。计算所得载荷-位移曲线与试验结果基本吻合,验证了计算方法的合理性。     

Experimental study of single-row chevron-jet impingement heat transfer on concave surfaces with different curvatures

To address the curvature effect on single-row chevron-nozzle jet impingement heat transfer on concave surface, a series of experiments are conducted in the present investigation.Four concave surfaces including one semi-cylindrical concave surface and three parabolic concave surfaces with different width-to-depth ratios are tested under three typical Reynolds numbers(Re = 5000,10000 and 15000) and several dimensionless nozzle-to-surface distances ranging from 1 to 8.The results show that the concave curvature has a clear impact on chevron-nozzle jet impingement heat transfer, tightly dependent on jet Reynolds number and impinging distance.In general, the semicylindrical concave surface produces the highest longitudinally-averaged Nusselt number at the leading line of concave surface.Under a low jet Reynolds number, the parabolic concave surface with a highly curved curvature produces higher longitudinally-averaged Nusselt number at the leading line and more uniform longitudinally-averaged Nusselt number distribution along the curvilinear direction.However, the longitudinally-averaged Nusselt number at the leading line of concave surface is the lowest for the highly curved surface under a high jet Reynolds number and large impinging distance.In comparison with the round-nozzle, chevron nozzle plays a more significant role on improving jet impingement heat transfer at small impinging distances.     

LHT-100霍尔推力器宽功率范围工作实验研究

为了研究兰州空间技术物理研究所口径为100mm的LHT-100霍尔推力器宽功率范围工作性能,从实验的角度研究了放电电压100~400V、放电功率500~1800W时LHT-100霍尔推力器的工作性能。实验结果表明,LHT-100霍尔推力器可以在较宽功率范围内正常工作,放电特性和推力性能稳定,推力变化范围为30~95mN,比冲变化范围为600~1950s,推力效率变化范围为18%~53%,功率推力比变化范围为14.3~18.4W/mN。     

过载条件下不同配方体系绝热材料筛选及烧蚀特性

以国内某发动机在飞行过载下绝热层的异常烧蚀为研究背景,基于地面过载模拟装置,模拟了飞行过载条件下的颗粒冲刷状态参数,针对不同配方体系的绝热材料开展了筛选试验以及烧蚀特性研究,实验获得了三种材料的最大炭化烧蚀率和质量烧蚀率,筛选出了实验条件下抗颗粒冲刷能力较强的绝热材料,并针对实验后绝热材料的炭化层进行了电镜扫描分析,结合绝热材料配方开展了抗烧蚀特性分析。研究结果表明：（1）在实验条件下,材料B的炭化烧蚀率和质量烧蚀率均最大,材料A的居中,材料A1的最小,材料A1的抗颗粒冲刷性能最佳;（2）由于芳纶纤维的原位成炭特性,决定了三元乙丙/芳纶纤维体系绝热材料的炭化层具有一定结构强度,而恰当的纤维和SiO2含量将会增强绝热材料的抗烧蚀性能;（3）根据研究结果,建议在工艺允许的情况下,可以考虑研制同时采用芳纶纤维和石棉纤维的绝热材料体系,在针对颗粒冲刷条件时,炭化层内即有可以形成骨架结构的芳纶纤维,又可以利用石棉纤维在受热分解时SiO2和MgO熔融后和纤维以及基体之间的粘结交联效应。     

再入飞行器壳体气动噪声响应分析和试验验证

本文利用再入飞行器壳体气动噪声试验结果和MSC／NASTRAN软件完成了再入飞行器壳体复杂结构气动噪声的响应分析与试验验证，取得了令人满意的结果：0－1000Hz范围的振动加速度响应均方根值的计算值相对试验测量值的相对误差低于30％，响应分析和试验验证的研究表明，利用模态试验结果修正动力学计算模型保证其低阶模态参数准确，同时有限元网格必须满足一定的细化标准，保证包括高阶模态在内的模态数（避免高阶模记的遗漏）才能得到符合实际的计算结果。     

RP-3航空煤油着火特性的影响因素分析

为了获得RP-3航空煤油着火特性的实验数据,建立该燃料的化学反应动力学模型,在化学激波管中利用反射激波点火,采用壁面压力与OH自发光作为着火指示信号,对RP-3航空煤油/氧气/氩气混合气在着火温度范围为1100~1600K,压力分别为0.1,0.2与0.3MPa,当量比分别为0.5,1.0与1.5,燃料摩尔分数分别为0.25%,0.5%与0.75%时的着火延迟时间进行了实验测量;分析了着火温度、压力、当量比以及燃料摩尔分数等对混合气着火延迟时间的影响,拟合得到了上述工况下混合气着火延迟时间的Arrhenius的关系式,并与相关实验结果进行了对比分析。结果表明,在不同压力或不同当量比下,混合气着火延迟时间的对数与着火温度呈直线关系;随着着火温度、压力与燃料摩尔分数的升高以及当量比的降低,混合气的着火延迟时间逐渐缩短。     

吸雨对压气机叶栅气动性能影响的实验研究

针对雨水会导致飞机发动机非正常运行的实际问题,以压气机静叶叶栅为对象开展了压气机吸雨实验,探究了0.5马赫数和同一进口总压条件下不同来流含水量对压气机气动性能的影响.实验结果表明:来流水滴在压气机叶栅中会发生充分破碎,不同含水量来流破碎后水滴粒径基本一致,极限水滴破碎粒径约为13.3μm.随来流含水量增加,叶栅压力面静...     

纺织复合材料预制体变形研究综述

以具有良好整体性能的织物作为增强体的纺织复合材料克服了传统复合材料层间剪切强度低、抗分层能力差、开裂敏感等缺点,且具有优异的近净成形能力,易于成型。这些优点使得这种复合材料被越来越广泛地应用于航空航天、船舶、汽车、医疗器械等领域。纺织预制体的可变形性对其渗透率及最终复合材料构件的力学性能有着重要的影响。简要介绍了二维和三维织物的结构特点;阐述了织物的拉伸、横向压缩、面内剪切和弯曲变形机理;基于数值模拟和试验方法,综述了国内外预制体变形研究的进展;最后,展望了预制体变形数值模拟的发展方向。     

Dynamic modeling and multi-stage integrated control method of ultra-quiet spacecraft

Space telescope ultrahigh precision pointing control requires the spacecraft platform to provide an ultra-quiet working environment. Vibration isolator rejection control and the multi-stage integrated control method is believed to be one of the best methods to improve the space telescope attitude control performance. In this paper, the fine dynamics model of multi-stage spacecraft systems is presented and the multi-stage integrated controller design techniques are provided. Effectiveness of the multi-stage integrated control approach is demonstrated by both the numerical simulation and experiment results. An integrated design and demonstrated experimental environment is developed for high-fidelity control performance assessment. The verification experiments for the space telescope attitude control and vibration control are carried out. The results show that the pointing accuracy and stability of the line-of-sight (LOS) for space telescope are improved at least one order by the multi-stage integrated control method.     

热水火箭发动机实验研究

为了解热水火箭发动机的内弹道性能,分别在不同初始压强、不同啧喉直径、不同加水量的情况下进行了实验.获得了不同情况下发动机工作的数据.通过数据的分析,总结提出了发动机工作的四个阶段:初始段、过渡段、近似线性段和拖尾段;得出初始压强、喷喉直径、加水量对发动机内弹道性能的影响规律,同时发现了在发动机工作工程中,其压强曲线都是经历一个先急剧下降后缓慢下降的过程,但是当初始压强较低时,压强曲线在过渡段会出现一个短暂的先升后降的波动.分析得出:热水火箭发动机的比冲受初始压强值的影响较大,而与喷喉直径或者加水质量无关;常规火箭发动机的推力计算公式并不适用于热水火箭发动机.