ELID成形磨削实验研究与表面粗糙度预测

为了探究ELID成型磨削中磨削参数和电解参数对表面粗糙度的影响规律,基于未变形切屑厚度模型,考虑砂轮上磨粒出刃高度的随机性以及ELID磨削中氧化膜的影响,建立了针对ELID磨削的表面粗糙度预测模型。单因素实验研究了ELID成形磨削电源参数对表面粗糙度的影响规律,并探讨了电解电流与氧化膜厚度之间的关系。全因子实验以工件转速、砂轮转速和进给切深为影响因素,研究了磨削参数对表面粗糙度的影响规律,并对预测模型进行了验证。结果表明:磨削参数中,其他条件一定时,表面粗糙度随砂轮转速的增大而减小,随工件转速和切深的增大而增大;同时对于粗糙度的预测误差达到了8.75%,预测模型有效可靠。     

临近空间浮空器区域驻留控制策略研究

为了实现临近空间浮空器区域驻留飞行,基于对热环境的分析,建立了带有副气囊高空气球的空气动力学与热力学耦合动力学模型。基于准零风层特殊风场,设计了临近空间浮空器区域驻留飞行控制策略,通过副气囊调节飞行高度,利用准零风层上下纬向风方向相反的特点实现东西方向控制,用螺旋桨控制实现南北方向控制,并利用ECMWF风场数据进行了数值仿真。仿真结果表明,临近空间浮空器可以在纬度41°(N)~43°(N),经度86.5°(E)~87.1°(E)之间的区域范围内飞行7天,证明了利用准零风层风场实现临近空间浮空器区域驻留飞行的可行性。     

喉部曲率半径对最大推力喷管性能的影响

针对不同喉部结构进行了最大推力喷管型面设计计算,分析了不同曲率半径对喷管流量系数、几何效率、推力系数、扩张损失和分离点位置的影响。结果表明：流量系数随上游曲率半径的增大而增大,推力系数和几何效率随下游曲率半径的增大而减小;下游曲率半径的增大导致扩张损失在小范围内不断减小,分离点位置后移。     

飞翼布局飞行器航向射流控制方案优化

由于飞翼布局飞行器取消了垂尾,其航向控制困难。为辅助和优化航向控制,基于射流控制技术设计了多种激励方案。设计并制作了航向射流控制激励器,通过风洞测力实验和二维数值模拟,对各方案的控制效果和作用机理进行分析,并选取出最优控制方案。研究结果表明:相同射流动量系数下,产生阻力比施加推力更容易获得偏航力矩。当激励开启后,射流包含与来流相逆的分量越多,与来流作用越明显,形成的分离区越大,控制效果越好。其中前对称吹气为最优控制方案,可以产生约70°阻力舵偏转效果,且力矩耦合程度较小。      

筒式偏心在轨分离角速度抑制方法

筒式偏心在轨分离是一类特殊的在轨分离问题,小卫星偏心安装而产生的分离力矩将导致分离角速度,进而影响小卫星的分离指向精度,甚至导致释放平台姿态失稳。而常规的姿态大角速度机动、姿态快速稳定控制方法难以在小卫星出筒前的极短时间内完成分离角速度抑制。因此,进行了卫星筒式偏心在轨分离动力学分析,基于分离角速度的产生,提出了抑制分离姿态干扰的前馈控制力矩法和角速度预偏置法。在此基础上,推导了关键控制参数的近似计算公式,给出了控制量的优化求解方法,并分析了控制干扰因素对抑制结果的影响。最后,通过仿真算例分析,对比验证了两种抑制方法的有效性,并给出了其工程应用的建议。     

基于孔边距约束和Shepard插值的孔位修正方法

在飞机装配中制孔的位置精度直接影响飞机的最终装配质量,自动化制孔以飞机数模为基准,受装配误差影响,在机翼翼盒等封闭结构中,难以确保制孔位置与骨架沟槽关键特征的边距满足工艺要求。提出一种基于孔边距约束和Shepard插值的自动化制孔位置评价及修正方法,通过激光跟踪仪及扫描仪获取实测骨架点云数据并进行去噪和配准,将骨架理论孔位映射到点云模型获得实际制孔位置,提取骨架沟槽关键特征的边界点并构造Ferguson曲线作为边界曲线,基于此计算制孔约束区域中实际孔位的边距及孔边距偏差。针对孔边距可能超差的情况,提出一种先基于孔边距偏差修正约束孔位再利用Shepard插值法修正其余孔位的孔位修正策略,在满足孔边距要求的同时保留了原孔位的行列分布特性。运用所提出的方法对某型飞机机翼骨架进行测量和数据处理,验证了该方法的有效性。     

压气机二维动叶栅非定常流场的大涡模拟

对压气机二维动叶栅,采用单通道和多通道计算模型进行了大涡模拟(LES),研究了节流过程中内部流场的非定常波动特征,分析了旋涡结构和波动频率的变化规律.结果表明:大流量工况时,前缘绕流和叶片吸力面分离产生的两种非定常波动共存,波动频率随压气机节流基本保持不变,此时吸力面分离表现为小尺度旋涡结构;近失速工况时,吸力面发生大尺度的流动分离,波动频率明显下降,低于叶片通过频率.      

改善压气机端区流动的新方法——前缘边条叶片技术

针对压气机叶片进气存在端区附面层扭曲而造成局部大攻角问题,借鉴飞机边条翼理论,阐释了LESB(前缘边条叶片)概念,开发了对主叶片施加修型形成边条叶片的造型方法,从而形成LESB技术.为验证其技术效果,选取折转角为60°的NACA65扩压叶栅进行了LESB修型,在利用叶栅试验数据确认CFD模拟精度及掌握使用经验后,对主流区0°攻角、5°攻角带端区附面层扭曲来流条件下NACA65原型叶片及LESB流场进行了数值模拟,对其中流场结构、性能参数及作用机理进行了分析.结果表明:LESB技术能有效组织端区流场,改善压气机性能,15%叶高的LESB修型在0°攻角、5°攻角下改善区域分别可至30%和40%叶高.      

脉冲射流控制弯曲扩压管道流动分离的特点

结合弯曲扩压通道的脉冲射流总体控制规律,开展了不同射流频率下通道内流场的稳定及动态特性分析.研究结果表明:定常射流控制状态下,流场内沿径向不同位置流动特性的变化幅度基本相同,定常射流通过压制通道内复杂流动现象达到整体线性地改变通道内流场特性的效果;而在合理脉冲射流控制状态下,脉冲射流对流场的影响主要是通过改变分离涡的脉动时空特性,沿径向逐步增强对流场的影响,从而使得主流区内总压损失降低幅度最为明显,此时扩压通道内占主导地位分离涡的周期性特征有了明显的改善,流场拟序结构更为有序.