细长体飞行器自由边界热模态试验与仿真

随着耐热承载一体化材料在新型高超声速飞行器上的应用,承力结构的工作温度不断提高,各类热模态特性逐渐得到关注。针对非平面形状的细长体飞行器自由边界条件下的热模态特性开展了研究。通过研究模拟气动加热条件的圆筒形加热笼、模拟自由边界的耐高温柔性支撑、非接触激光多普勒测振、耐高温激振杆激励等试验方法,获得了细长体结构自由边界条件下随温度变化的前3阶模态变化情况。结果表明：对此类薄壁长圆筒类结构,温度升高对模态频率影响可以超过6 Hz。开展有限元仿真,并与试验取得的热模态结果的变化规律进行对比。结果表明：建立考虑温度对结构弹性模量、热应力影响的壳单元模型,能够较好地预测出前3阶模态频率在全部受热时间范围内的最大下降量,可为高超声速飞行器控制系统设计时的拉偏范围提供参考。     

周向畸变进气下压气机动态失速特性研究

为研究周向畸变进气下压气机动态失速特性,在一大尺寸低转速压气机试验台上进行了均匀进气和180°周向畸变进气下压气机动态失速实验。采用时域观察、频域快速傅里叶变换以及时频域的同步压缩小波变换、基于同步压缩小波变换的空间模态分析和小波相干性分析等方法对动态失速信号进行分析。结果发现,畸变进气下,压气机旋转失速发生前出现0.225倍转子转动频率的一阶模态扰动,该扰动在相对畸变网不同位置区域周向传播速度不一致。宽带非定常扰动在畸变区尾缘附近最强,在畸变区前缘附近最弱,并存在周向尺度转化现象。转子转动频率扰动周向也出现强度变化,最大值出现在非畸变区中心附近的测点。周向畸变条件下集总系统模型对比实验结果的分析表明:实验和模型结果符合较好,旋转失速前非定常扰动周向强度和尺度变化主要受流量系数变化的影响,而一阶模态扰动周向传播速度不均匀现象是畸变进气下压气机系统特性作用的结果。     

基于Ansys的永磁同步电机转子振动分析

振动是电机的重要指标,对电机转子进行振动分析为其结构改进和性能优化提供理论依据。运用Ansys有限元分析软件对永磁同步电机转子进行模态分析,得到该电机转子振动系统的低阶固有频率和模态振型,分析了电机振动特性。 通过电机转子模态试验,求得电机低阶固有频率,对比仿真与试验结果,验证有限元分析结果的可靠性。由结果分析可知,研究对象在额定转速下未产生共振,验证了其结构设计的合理性。研究内容对永磁同步电机的设计和优化有一定的指导意义。     

某型直升机发动机尾喷管前转接段模态分析

某型直升机发动机出现的尾喷管裂纹故障主要发生在尾喷管前转接段焊缝周围。为分析故障原因,文章建立了该型发动机尾喷管结构的计算模型。对该型喷管整体结构进行了自由振动和模态分析,获得了该喷管模型的多阶自振频率和模态。将有限元分析结果和实验结果对比表明,两者所得的固有频率吻合性较好。     

脉冲爆震火箭发动机引射模态的起爆实验研究

为实现脉冲爆震火箭发动机(PDRE)引射模态下主爆震室的起爆,采用航空煤油和氧气作为推进剂,设计了PDRE引射模态的模型机,采用压电传感器测量主爆震室中爆震波的压力和速度.在主爆震室中成功实现了5 ～8Hz稳定连续的爆震,爆震波的峰值压力能够达到3MPa,爆震波以1600～ 2000m/s左右的速度在主爆震室中传播.实验结果表明:PDRE引射模态下主爆震室的DDT距离,远低于常规高能电喷起爆下的两相PDRE的DDT距离;高频PDRE引射模态下主爆震室的起爆难度加大;加长主爆震室、末端增加收敛段可以提高引射模态的爆震性能.     

基于直扩流道构型的RBCC发动机亚燃模态高效燃烧组织研究

针对支板喷注煤油和一次火箭引导燃烧的RBCC发动机,在亚燃模态下的高效燃烧组织和性能开展了实验研究和数值分析.实验验证了在亚燃模态低来流总温条件下,使用小流量富燃一次火箭产生的高温射流作为引导火焰,可以实现支板喷注二次燃料的可靠点火和高效稳定燃烧.通过数值模拟获得了燃烧室的详细流场特征和燃烧组织细节,分析表明支板后方集中的燃料热释放可形成扩张燃烧室流道中的“热力壅塞”;通过热力喉道的控制,实现了在直扩流道内的高效燃烧.研究表明:发动机在亚燃模态下燃烧组织应尽可能地使热力喉道处于燃烧室较后位置,使燃料在燃烧室高压区内充分燃烧释热,从而提高其燃烧效率.论文还研究了燃料支板喷注位置的影响,进一步开展RBCC发动机亚燃模态性能的优化.     

航空惯性稳定平台的框架刚度及模态分析

在航空惯性稳定平台的框架结构设计中,采用ANSYS有限元软件对其结构进行了刚度和模态分析,得到了大载荷作用下的应力、应变分布及模态特性,并根据分析结果对其结构进行了优化设计,以满足稳定平台的控制精度要求。分析结果表明,优化后的框架结构刚度得到了大幅的提高,同时其动态特性也得到了有效的改善。从而验证了在稳定平台设计中进行工程力学分析的必要性和合理性,为航空惯性稳定平台的设计提供理论依据     

航空发动机压气机声共振现象初探

航空发动机压气机声共振机理十分复杂,涉及到“气动-结构-声学”的多物理场耦合问题,能导致压气机叶片疲劳破坏,危害巨大,近年来已经成为国外压气机气动、振动、声学领域的研究热点。综述了国外流体诱发腔体发声机理的研究进展,分析了国外航空发动机压气机声共振的研究现状,总结了单级、多级压气机声共振现象的主要特征,并结合中国某型压气机的试验结果,进行了气动、振动、噪声等物理参数的特征分析,认为某型压气机虽然存在着某些独特的问题需要深入研究,但其故障特点与近年来国外开展的声共振现象具有很强的相似性,即认为该型压气机工作中可能存在声共振现象。     

煤油燃料RBCC亚燃模态掺混与燃烧数值模拟研究

为了探索RBCC(Rocket Based Combined Cycle)亚燃模态条件下掺混燃烧性能,对多种工况进行了数值计算。对比分析了各工况下的燃烧室压力、掺混反应效率、总压损失等参数来分析燃烧室内部特性的变化。从数值模拟的研究中可以发现:由于RBCC亚燃模态的特点,一次火箭高温羽流,使得喷注的燃料能够有效地雾化蒸发,通过支板的混合增强作用能有效地提高煤油燃料的掺混能力,凹腔又适当的延长了煤油在燃烧室的停留时间,形成有效的火焰稳定区域,两种有效的火焰稳定方式的结合能实现液体燃料稳定有效的燃烧,而且双凹腔前后组合也能提高燃料的掺混燃烧能力。从计算中还可以发现,合理地布置支板与凹腔的相对位置能提高燃料的掺混反应效率,实现燃料的充分燃烧,并对燃烧性能提高有明显的帮助。     

考虑燃料雾化的气液两相连续旋转爆轰数值模拟

为研究气液两相连续旋转爆轰发动机燃烧室内爆轰波的传播特性,以汽油为燃料,富氧空气为氧化剂,建立了欧拉-拉格朗日模型进行二维数值仿真,其中气相方程采用时空守恒元与求解元方法求解,液相方程采用标准四阶龙格库塔法求解。在两相旋转爆轰模型还考虑了液滴雾化破碎过程。计算结果表明：起爆后形成的初始爆轰波经过初始燃料填充区域后逐渐衰减,随后入口附近新生成的压力波经过一系列发展形成了自持稳定传播的旋转爆轰波;旋转爆轰波的传播模态受燃料与氧化剂的喷注压力和氧化剂填充比影响,在不同工况下旋转爆轰波呈现出4种传播模态,即稳定单波模态、稳定双波模态、不稳定双波模态和不稳定单波模态;在双波模态工况下,燃烧室内初始只形成1个爆轰波,后由入口附近局部爆炸产生的压力波发展为新的爆轰波,转化为双波模态后爆轰波的强度略有下降,但燃烧室整体推力更加平稳。