带配平翼月球返回舱跳跃再入轨迹优化设计

为解决小升阻比月球返回舱再入大气层时安全性低、机动能力差的问题,提出采用一种带配平翼的中等升阻比返回舱做为月球采样返回舱,并对动压约束下轨迹优化问题进行了分析。首先介绍了一阶状态变量约束最优控制问题。然后采用庞德里亚金极大值原理以总吸热量最小为优化目标,对动压约束下再入轨道的初始再入段进行了优化设计,给出了升力系数的最优表达式。仿真研究表明,该方法能有效地降低返回舱再入过程中的动压。
     

离心式喷嘴内部流动过程数值仿真分析

基于Coupled Level Set+VOF两相流计算方法,分别模拟了敞口型与收口型离心式喷嘴内部流动过程,可视化展示了喷嘴内部填充过程,分析了喷嘴内部的流动特性及其详细流场结构.捕捉到液膜表面波动和液膜表面内侧空气中的涡.结果表明:液膜表面波波谷内侧的空气中有涡存在,涡心连线处在轴向速度零速线上;喷嘴出口截面的轴向速度和切向速度具有明显的分区流动特征.液膜表面波的波谷-波峰和气体中的涡存在挤压与被挤压的相互作用,它们之间通过相界面变形传递这种气液间相互作用.另外,将外喷雾场的计算结果与实验结果对比,两者吻合较好,间接验证了内流场计算结果的准确性.     

粘弹性约束阻尼在空间大口径反射镜上的应用研究

针对空间三点两脚架(Bipod)支撑大口径反射镜组件在发射阶段振动响应过大,容易导致结构强度破坏的问题,文章研究了利用粘弹性约束阻尼技术对其进行减振设计的方法。约束阻尼技术能够在不改变原有结构构型的前提下,有效降低结构的共振响应。首先,建立了反射镜组件的有限元模型,分析了反射镜组件模态应变能分布规律,确定了Bipod支撑结构的柔性环节为约束阻尼的铺敷位置。然后,通过有限元法分析比较了不同约束层材料以及约束层和阻尼层厚度对结构减振效果的影响,为粘弹性约束阻尼减振技术在大口径反射镜组件上的实际应用提供了参考。     

变循环发动机前涵道引射器简化模型实验与仿真研究

以典型前涵道引射器基本构型与气动参数为基础,开展了前涵道引射器简化模型实验研究。通过实验与仿真相结合的方法,研究了变循环发动机在单、双涵道模式下前涵道引射器的气动性能以及不同核心机驱动风扇级（Core Driven Fan Stage,CDFS）旁路出口角度对前涵道引射器气动性能的影响,得到了流量比、压比对前涵道引射器气动性能的影响规律。结果表明,在单涵道模式下,仿真得到的沿程截面的总压分布与实验结果非常吻合,CDFS旁路出口角度对前涵道引射器气动性能的影响可以忽略,而出口总压恢复系数随CDFS旁路喉道马赫数增加而降低。在双涵道模式下,SST k-ω模型能够较好地模拟气流的掺混过程,但在出口总压分布上,实验结果更加均匀;CDFS旁路出口角度对两股气流的掺混影响较小;压比一定时,出口总压恢复系数随出口背压的增加先增加后降低;压比为1.35时,流量比变化1.1,总压恢复系数的变化量约为2.6%,压比为1.19时,流量比变化1.2,总压恢复系数的变化量约为0.46%。     

基于校准箱的低速风洞一体式喷流试验技术

为满足大型涡扇动力飞机的喷流试验需求,发展了基于校准箱的低速风洞一体式喷流试验技术。该技术的原理是将试验模型与喷流模拟器融合为一体进行喷流试验,风洞天平同时测量模型的气动力和喷流模拟器的推力,推力通过校准箱校准后从风洞天平测量试验数据中扣除。详细介绍了推力校准及扣除技术、空气桥技术、流量、落压比精确控制技术。为验证该试验技术可靠性,分别在校准箱和FL-13风洞开展了某飞机推力校准试验和全机喷流风洞试验,试验结果表明:推力校准精度优于0.24%,全机喷流试验的阻力系数重复性精度达到0.000 3,满足喷流风洞试验的精度要求。      

考虑围压效应的N15固体推进剂本构模型

利用自制围压试验系统,完成了不同围压下N15固体推进剂的力学性能测试,结果显示:围压对推进剂初始模量影响不大,但最大抗拉强度、断裂强度、最大伸长率和断裂伸长率均随着围压的增大而增大;结合推进剂细观结构及断面分析,初步揭示了围压对推进剂力学性能的影响机理,由于围压的存在,推进剂内部颗粒脱湿度降低,孔洞由于受到压迫,其形成扩展过程延缓,裂纹萌发扩展被抑制,从细观结构上证明了围压对推进剂具有强化效果;根据弹性-黏弹性对应原理建立了考虑围压效应的N15推进剂本构模型,结果表明所建立的本构模型准确度较好,能够准确描述围压对N15推进剂力学性能的影响。      

出口侧向扩张孔流量系数试验

采用试验研究的方法,探讨了不同结构参数出口侧向扩张孔的流量系数在不同工况下的变化规律。通过试验研究发现:出口侧向扩张孔圆柱段孔径为0.6 mm时的流量系数比孔径为0.8 mm时大3%;当孔倾角由30°减小至25°时,流量系数随之增大,当倾角继续减小至20°时,流量系数不变;当扩张角由20°增大至40°时,流量系数先增大后减小,且在扩张角为25°时最大;流量系数与次流通道雷诺数成正比,雷诺数越大,流量系数达到极限值所需的压降系数越小,且当压降系数大于0.9后,不同次流雷诺数下的流量系数差别在2%左右。      

航空发动机高低压转子间碰摩故障特征提取

针对变分模态分解(VMD)需要人为确定输入参数的问题,提出了一种参数自适应VMD(APVMD)方法,其通过粒子群(PSO)算法优化VMD的输入参数.使用APVMD结合切片谱的方法,对双转子航空发动机振动正常和异常状态下的实测弹性支承应变信号进行分析.分析结果表明,APVMD方法可以自适应地实现对实测弹性支承应变信号的分...     

周向发散式袋型阻尼密封泄漏特性与动力特性数值研究

提出一种周向发散式袋型阻尼密封结构,建立了袋型阻尼密封多频椭圆涡动求解模型,在实验验证求解模型准确性的基础上,研究了进出口压比、偏心率对袋型阻尼密封泄漏特性与动力特性的影响,分析了两种袋型阻尼密封的转子稳定性.结果表明:两种袋型阻尼密封的泄漏量平均相差0.89％,两者泄漏特性相当.传统袋型阻尼密封在转子偏心状态时各腔室...     

飞机壁板自动钻铆机气动送钉技术

送钉系统作为飞机壁板自动钻铆机的重要组成部分,极大地影响着铆接效率和设备的稳定性。对沉头铆钉的软管气力输送系统进行分析,并根据沉头铆钉外形着重对铆钉运动、输送管道内径和管道入口输送气压进行深入研究。通过弯道卡钉分析,并结合铆钉输送动力系数,得到最优的管道内径;理论分析输送铆钉过程中的压强损失,并结合铆钉输送时间,计算得到合适的管道入口输送气压。最后通过不同内径管道送钉的试验验证了输送管道内径的选择方法,通过不同输送气压送钉的试验验证了管道入口输送气压的计算方法。