进气畸变对跨声速轴流压气机气动影响的机理研究

利用插板模拟跨声速轴流压气机进口流场畸变.通过实验和数值模拟两种手段详细分析了进口畸变下跨声速压气机的流动特点、激波沿周向的分布以及压气机的失速机理.实验和数值模拟的结果表明:插板使压气机前的不同周向位置产生正、负预旋流动;转子前速度的周向分布沿轴向是不断变化的,在距离转子较近时,畸变区的轴向速度反而较大;气流在过渡区A（转子进入低压区）时为正预旋,为非激波区;在过渡区B（转子退出低压区）和畸变区时为负预旋,为强激波区;过渡区的泄漏涡最强,是不稳定流动的诱发区域.      

弹塑性梯度材料热机耦合分析的有限元方法

陶瓷/金属功能梯度材料(FGMs)的组份及性能梯度分布,在航空航天高温热结构中有重要应用。材料性能在空间上的连续变化给这类结构强度设计的有限元分析造成了一定困难,针对上述问题,提出一种热弹塑性梯度有限元方法。该方法通过编写有限元软件ABAQUS的材料用户子程序(UMAT)来实现,在UMAT中将FGMs的弹塑性本构模型参数定义为空间坐标的函数;用热弹塑性梯度有限元方法对陶瓷-FGMs-金属典型的三明治板结构进行热机械分析。结果表明:FGMs组分布函数对其热应力分布有很大的影响,特别是在三明治结构的界面上,影响更为突出,这和现有文献的实验结果相符。     

插板式畸变发生器后非均匀流场结构数值模拟

随着计算机技术和计算方法的迅速发展,三维非定常方法已经被直接用来求解非均匀进口条件下的压气机流场.但是考虑到网格数量和计算周期等因素,计算往往以压气机前作为进口,对进口畸变形式进行简化.然而这种简化与实际压气机进口非均匀特性存在一定出入,降低了数值模拟的准确性.为了尽可能真实地反映进口畸变形式,同时又不增加计算域的网格数,针对插板式畸变发生器制造的非均匀流场结构开展数值研究,分析了插板后不同位置的流场结构和畸变度,并研究了压气机前总压分布随插板深度和来流总压的变化规律,进而给出了压气机前总压分布形式的规律性描述.     

飞机整体油箱三维瞬态温度场分析

介绍了飞机整体油箱三维瞬态温度场分析方法。利用MSC.Patran/Nastran thermal 2001软件,建立了飞机整体油箱三维瞬态温度场分析有限元模型。模拟了发动机表面与油箱底部的面—面辐射,油箱顶部对外部空间的热辐射,以及进气道冷空气与油箱底部之间对流换热等多种复杂边界条件。在软件不具备单元死活功能的条件下,成功模拟了飞行过程中燃油的消耗。本文的研究结果对飞行器油箱部件的热分析具有一定借鉴意义。     

热障涂层喷涂质量微焦点CT检测

采用微焦点X射线源对热障涂层样品进行了高分辨率X射线成像研究,采用多尺度对比度增强算法提高了热障涂层与基体之间的对比度.X射线图像显示热障涂层各处厚度差异较大,热障涂层内部可能存在大量孔隙.通过微焦点计算机层析成像(CT)对样品进行了高分辨率CT扫描与重建,得到了样品的CT重建图像.从热障涂层CT图像观察到热障涂层内部存在大量孔隙,且不同层孔隙尺寸、数量不同.结合3个坐标方向的切片图像分析了热障涂层深度方向的热障涂层厚度,得到了热障涂层厚度的二维分布,测量得到热障涂层平均厚度约为40μm.对沿热障涂层深度方向850~1131层切片图像,利用可视化软件VGstudio MAX得到了热障涂层内部孔隙三维分布.研究结果表明:微焦点CT可用于热障涂层制备工艺质量检测.      

柔性导热纳米复合材料研究进展

柔性导热纳米复合材料在微电子、航空航天、智能驱动等领域具有广泛的应用。综述了以零维纳米粒子、一维纳米纤维和二维纳米片层为填料的柔性导热纳米复合材料的最新研究进展。概述了柔性导热纳米复合材料的研究中存在的主要问题及解决方法。纳米填料的分散性差是阻碍柔性导热纳米复合材料发展的重要问题,可采用物理包覆法、偶联剂法、接枝改性等方法对纳米填料进行表面修饰,提高纳米填料的分散性及与基体的结合性,从而提高材料的导热性能;另外完善导热机制的理论研究,建立导热微观模型,可为柔性导热纳米复合材料的实际应用提供重要依据。开发新型纳米填料,特别是混合填料体系是改善柔性导热纳米复合材料综合性能的重要途径。     

新型一体化热防护系统热力分析与试验研究

高速飞行器对结构效率的苛刻要求使得热防护系统不断趋于向轻质化、集成化方向发展,新型的力热耦合一体化热防护系统(ITPS)极具发展潜力.首先阐释了一种新型一体化热防护方案的概念与特点,总结了一体化结构设计的基本原则,数值分析了结构参数对背面温度响应、屈曲临界载荷的影响,结果表明腹板厚度对背面温度以及屈曲临界载荷的影响最大.然后设计并加工制备了ITPS的面板与单胞试验样件,分别展开了800℃的高温防隔热性能试验考核和屈曲性能的力学试验研究;试验表明腹板结构是引发热短路效应和屈曲的关键因素,屈曲试验与模拟结果吻合,高温屈曲分析表明温度梯度对屈曲特征有较大影响.     

多喷流干扰级间热环境风洞试验研究

运载火箭级间热分离过程中,级间段受高温高压喷流的影响,所处环境恶劣,研究级间热环境中压力、温度和热流分布规律对级间段结构的优化具有重要意义。在Ф1m高超声速风洞中,采用以微型固体火箭燃气为喷流介质的热喷流模拟技术,模拟了运载火箭二级主发动机和四个游动发动机同时工作多喷流干扰条件下的级间热环境,并对级间压力、温度和热流测量试验技术进行了研究,获得了不同级间距、不同排燃窗开口数量情况下的二级底封头和一级前封头表面的热流、温度及压力分布特性。试验结果表明,级间距越小,分离环境越恶劣,压力、温度、热流分布越不均匀;总排燃面积保持不变,排燃窗开口数量变化,对一级前封头上的压力、温度、热流影响不大,但对二级底封头影响较为明显,随着开口数量的减少,二级底封头上压力、温度、热流值均有所增大。本项试验采用同轴热电偶测量了级问区域的热流,热流结果精准度的提高以及热流模拟准则还需进一步探索和研究。     

激光熔敷氧化锆热障涂层微观结构研究

采用5KW连续CO_2激光器对Ni基高温合金上二次重熔NiCoCrAlY和ZrO_2陶瓷层进行了研究。结果表明:激光快速熔化和凝固获得定向外延生长、紧密堆积的柱状晶氧化锆陶瓷层。NiCoCrAlY结合层与柱状晶之间存在氧化铝层,保证了柱状晶与NiCoCrAlY层的联结。激光重熔ZrO_2层由四方相和立方相组成,经快速冷却由高温保留至室温。     

TC6钛合金普通退火热稳定性和高温性能研究

研究了TC6钛合金经普通退火处理后的热稳定性能和高温力学性能,并与双重退火、等温退火状态进行了对比分析。结果表明,普通退火状态TC6钛合金在300℃/5000h以下具有良好的组织和性能稳定性,不同温度瞬时拉伸、蠕变、持久等高温性能与双重退火和等温退火状态相当。经普通退火处理的TC6钛合金半成品可以满足飞机结构件的使用温度(300℃以下)要求。