LY12蠕变时效成形机制及回弹规律研究

研究了LY12的蠕变时效成形过程中第二相的析出演变特征,从微观角度分析了蠕变时效成形的强化机制。修正蠕变本构方程并开发为ABAQUS/CREEP,模拟研究了时效时间、时效温度和预弯半径对回弹规律的影响,建立了回弹函数。验证结果表明,回弹函数的计算准确率较高。     

一种新型液压泵变排量机构的设计与仿真

为提高一体化电液作动器(EHA)的性能,对新型EHA中广泛使用的变排量液压泵中的变量机构进行了优化设计。采用锥蜗轮蜗杆传动代替了原来的齿轮传动体系并与泵壳体进行了一体化设计,采用solidworks进行了三维实体化建模,运用AMESim搭建了改进前后EHA系统的仿真模型并进行对比分析。经过仿真实验,改进后的EHA系统在整体刚度提升了31%,频率响应提升了11.2%,显著改善了系统性能,验证了设计的正确性。     

纤维金属层板的静力学性能测试与预测模型

为研究纤维金属层板(FML)的非线性变形行为和损伤机制,对GLARE2-2/1、GLARE2-3/2、GLARE3-2/1、GLARE3-3/2、GLARE6-2/1和GLARE6-3/2层板进行了静力拉伸测试,同时采用数字图像相关(DIC)技术观测了GLARE2-3/2、GLARE3-3/2和GLARE6-3/2试样的全场应变,基于修正的经典层板理论建立了考虑金属层塑性和预浸料层损伤的理论本构模型,模拟预测了GLARE层板的轴向弹性模量、断裂强度和应力-应变曲线,与测试结果进行了对比分析。对经历载荷作用的试样,采用腐蚀去层的方法研究了内部预浸料层的损伤。结果显示:铺层增加后受损伤预浸料层的性能退化更多,采用DIC技术能够有效检测静力拉伸载荷下GLARE试样内预浸料层的损伤,理论模型方法能够很好地模拟GLARE试样的静力拉伸试验过程。     

悬停状态共轴刚性双旋翼非定常流动干扰机理

基于运动嵌套网格方法,建立了一套适合于悬停状态下共轴刚性双旋翼非定常干扰流场分析的计算流体力学(CFD)方法。首先,基于高效的运动嵌套网格技术,采用积分形式的可压雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程作为双旋翼非定常流场求解控制方程,湍流模型选用Baldwin-Lomax模型,时间推进采用双时间方法。在CFD方法的验证基础之上,对干扰过程中的桨尖涡涡核位置及强度演变规律进行了细致分析,揭示了共轴双旋翼非定常干扰流场中上、下旋翼桨尖涡与双旋翼桨叶之间的贴近干扰、碰撞现象,以及上、下旋翼桨尖涡之间的相互干扰机理。然后,进一步研究了不同总距角下的共轴旋翼系统中上、下旋翼的非定常气动特性以及影响规律。计算结果表明:上旋翼桨叶的桨尖涡会直接与下旋翼桨叶发生碰撞,导致下旋翼桨叶拉力损失;上旋翼桨叶的桨尖涡和下旋翼桨叶的桨尖涡相互干扰,改变了桨尖涡的强度和轨迹;上、下旋翼桨叶相互靠近时,上、下旋翼桨叶的拉力均会上升,之后相互远离时上、下旋翼桨叶拉力均会先下降再上升。     

叶尖间隙对离心叶轮偏置分流叶片工作机理的影响

采用计算流体力学方法研究了不同叶尖间隙情况下偏置分流叶片提升离心叶轮性能的机理.叶尖间隙较小时,主叶片吸力面附近分离区导致主要损失,分流叶片偏向于主叶片吸力面利于削弱损失、提升叶轮性能;随着叶尖间隙的增加,泄漏流的影响增加以至损失集中于分流叶片和主叶片压力之间的通道,分流叶片宜向主叶片压力面偏置,以减少泄漏流在同一通道的聚集.叶尖间隙和分流叶片周向位置对间隙泄漏流、叶片吸力面分离形成的损失及相互关系有着耦合影响,分流叶片周向位置的改变可以调整通道的横向压力梯度、泄漏流掺混入主流的位置,改善分流叶片两侧通道的损失的分配,分流叶片最佳偏置方向随叶尖间隙的大小而发生改变.      

RP-3航空煤油3组分模拟替代燃料燃烧反应机理

提出了一种包括65%正癸烷、10%甲苯与25%丙基环己烷3组分的RP-3航空煤油模拟替代燃料的燃烧反应机理,该机理由150种组分和591个基元反应组成.采用该燃烧反应机理对RP-3航空煤油模拟替代燃料在激波管和定容燃烧弹中的着火与燃烧特性进行数值模拟,并与相应工况实验数据进行对比分析.通过与RP-3航空煤油单组分正癸烷模拟替代燃料的燃烧反应机理进行对比分析发现:正癸烷、甲苯与丙基环己烷3组分替代燃料的燃烧反应机理对着火延迟时间的计算偏差能够控制在5%以内,对层流燃烧速度的计算偏差能够控制在10%以内,计算值明显优于正癸烷单组分替代燃料;进一步采用敏感性分析方法对3组分模拟替代燃料的燃料反应机理进行了适当修正,修正后机理对层流燃烧速度的计算偏差由10%提高到5%以内,能够更好预测所研究参数下的RP-3航空煤油的着火延迟时间和层流燃烧速度.      

机翼对螺旋桨发动机旋转颤振的影响研究

为了研究机翼对螺旋桨发动机旋转颤振的影响规律,揭示其影响机理,通过片条理论计算螺旋桨气动载荷,在MSC.NASTRAN软件平台上进行二次开发,对不同结构参数的吊舱-螺旋桨系统和机翼-吊舱-螺旋桨系统进行了旋转颤振分析。研究表明,机翼结构的弹性会大幅降低发动机俯仰模态频率,而小幅降低发动机偏航模态频率,从而改变两模态频率之差,影响模态耦合的程度,进而改变旋转颤振速度。另外,当发动机的运动与机翼翼面的运动耦合紧密时,机翼翼面的气动载荷能够显著提高发动机的旋转颤振速度。     

前后掠翼鸭式布局中鸭翼涡的流动机理

基于前后掠鸭式布局的简化模型,通过求解雷诺平均N-S方程,模拟了前后掠鸭式布局的绕流结构,得到了不同布局下鸭翼的升力系数曲线.通过空间流线图,分析了单独鸭翼漩涡的发展特点,以及不同布局中鸭翼涡与机翼前缘涡的干扰机理.结果表明:在后掠翼鸭式布局中,鸭翼涡在大迎角时受到机翼前缘涡的有利干扰,增大了鸭翼的升力系数,提高了失速迎角;在前掠翼鸭式布局中,鸭翼的最大升力系数有所提高,失速迎角基本保持不变.     

基于 TTE 端系统协议处理软件的研究与设计

在深入研究 TTE 协议基础上,根据该网络通信特点,提出了一种 TTE 端系统协议软件的设计方法。该协议软件在不同接入方式下采用了不同协议栈处理,支持三种不同优先级和实时性的数据流的传输,具有较好的可靠性,对于 TTE 端系统的设计有一定参考价值。     

镍基高温合金GH536的热疲劳行为

燃烧室火焰筒作为航空发动机的热端关键结构件,在工作过程中受到复杂的循环温度载荷,使其承受热疲劳损伤.对火焰筒常用镍基高温合金GH536的热疲劳行为进行试验研究.根据火焰筒结构和载荷特征,设计了中心孔平板试样以及热疲劳试验,研究了热疲劳载荷条件下GH536平板的裂纹萌生及扩展规律,揭示了GH536的热疲劳破坏机理.研究发现:①热疲劳裂纹以穿晶模式萌生,以沿晶方式扩展并断裂;②随着热疲劳试验中上限温度的升高,裂纹的萌生寿命缩短,裂纹扩展速率加快,试样在800℃时的热疲劳裂纹萌生寿命是900℃裂纹萌生寿命的4.5倍.