有限体积法求解任意回转面叶栅叶型反问题设计的欧拉方程

以有限体积法为基础,探讨了用θｍ坐标系下积分型Ｅｕｌｅｒ方程求解任意回转面上叶栅反问题的方法,应用这一技术设计叶型,能用较少的机时使型面上气流压力值满足预先给定的值。这种叶型设计方法考虑了任意回转面上旋转角速度、半径变化、流片厚度变化等多种影响因素。文中还详细讨论了其基本方程、数值格式和求解过程,给出了根据给定的压力分布进行静子叶栅和转动叶栅设计的验证算例,结果表明该叶型设计方法是有效的。     

直升机复合材料尾桨叶疲劳试验研究

本文采用单点疲劳试验加载方法实现直升机复合材料尾桨叶疲劳试验挥舞、摆振、扭转方向的交变载荷协调加载，与以往多点、多向桨叶疲劳试验加载方法相比，试验设备简单，调试方便，可以达到较高的精度。复合材料桨叶在生产过程中常常在其内部带有气泡等缺陷，使得桨叶生产报废率偏高。本文主要研究这些缺陷对复合材料桨叶疲劳寿命的影响。疲劳试验结果表明，存在一定气泡缺陷的复合材料桨叶仍能满足规定的疲劳寿命。     

SiCp／Zn基复合材料的制备与显微组织的观察

为探讨颗粒增强低熔点金属基复合材料的制备工艺和性能，扩大锌合金的应用范围，本项工作采用旋涡搅拌法制备了ＳｉＣｐ／Ｚｎ基复合材料，并讨论了搅拌工艺参数，增强颗粒表面处理对复合效果的影响。显微组织观察表明：ＳｉＣｐ分布均匀程度取决于颗粒的表面处理以及复合工艺参数的控制。ＳｉＣｐ经高温焙烧后，其表面获得一层稳定的ＳｉＯ２，从而有利于改善ＳｉＣｐ与基体锌合金的浸润性能。在基体中加入Ｍｇ等金属粉末，对于Ｓｉ     

三维编织复合材料拉抻性能研究

三维编织复合材料作为一种高级的复合材料，抗分层、耐冲击能力强。本文用真空辅助ＲＴＭ（树脂传递模塑）工艺合成了四步法３×２编织的复合材料试件，通过实验测定了三维编织复合材料未切割、受切割和钻孔试件的拉伸性能，对比了受切割和未切割纤维对于试件侧边拉伸应变的影响，测定了孔边应力集中系数，并且讨论了影响四步法复合材料拉伸性能的因素和断裂失效的原因。结果表明，随着编织角的增大，拉抻模量和拉伸强度减小；受切割和钻孔的试件拉伸性能低于未加工试件的性能；四步法复合材料的孔边应力集中系数比层板材料和金属材料的低；三维编织复合材料的拉伸失效主要是由纤维断裂以及纤维拉拔造成的。     

星载大型旋转部件的热平衡试验方法

星载大型旋转部件因其构型复杂和相对星体其他部分转动的特性,给热设计的验证带来诸多难题。文章以“海洋二号”卫星的微波散射计为例,分别采用通过地面试验直接获取在轨预示温度的直接验证方法,以及验证热分析模型、再由热分析模型预示在轨温度的间接验证方法进行热平衡试验。通过对试验结果、热分析结果和在轨飞行结果的对比,验证了这2种试验方法正确、有效。     

均匀和畸变进气条件下轴流压气机失速分析

利用逐叶排的非线性模型,模拟了单转子压气机在均匀进气条件下失速的形成和发展过程,对失速特征参数的预测结果与试验结果基本相符.模拟了周向稳态总压进气畸变对单级轴流压气机失速特征的影响,畸变进气对压气机的失速特征参数影响不显著,但是畸变流场与失速流场的耦合作用激发轴向气流振荡增强,使压气机呈现出轴向与周向气流振荡两种失稳模态,它们的相互作用对压气机失稳具有重要影响.     

设计工况下反弯叶栅出口流场的实验研究

采用五孔探针对常规直叶栅、正弯叶栅及反弯叶栅的出口流场进行了详细实验研究,结果表明反弯叶片能够减少叶片两端负荷,从而改善了两端壁区域的流动,采用反弯叶片可有效地减少叶栅中流动损失,提高叶栅流通能力,因此反弯叶片可望用于改善压气机的流动性能。     

基于空间RURS机构的三维仿生扑翼机构设计与分析

为实现仿昆虫翼尖的空间“8”字型运动轨迹,设计了一种基于空间revolute-universal-revolute-spherical(RURS)四杆机构的扑翼机构,通过单自由度驱动即可输出三维的空间“8”字轨迹。运用Denavit-Hartenberg参数法建立了空间四杆机构的运动学模型,利用遗传算法对机构进行了优化,得到了利于扑翼飞行的机构参数。基于该空间四杆机构的优化结果,建立了一种微型的扑翼机构虚拟样机,通过ADAMS仿真得到其输出运动并验证了运动学理论计算的正确性。所设计的扑翼机构扑动幅度达到149.8°,扭转角度达到29.9°,且“8”字型扑动规律与昆虫翅膀的运动更为相近。扑翼机构的最大尺寸不超过5.8cm,仿真发现的时间非对称扑动对气动性能有一定提升,对于微型化、轻质化、高效化扑翼飞行器的研究具有重要的参考价值。      

导流板式减涡器总压损失特性数值模拟

通过数值模拟的方法研究了不同形状的导流板式减涡器对总压损失特性的影响。结果表明,总压的损失主要由气体在减涡器中对导流板做功引起的平缓下降以及由于切向速度过大在转折处引起的迅速下降两部分组成。当导流板较长时,损失主要由气流对导流板做功导致,导流板较短时损失则主要由转折处突降导致。因此,应在起到限制切向速度以降低转折处的突降的同时,尽可能减少气流对导流板的做功。系统总压损失随导流板数量的增多和出口位置的提高呈现先减少后增大的趋势,导流板形状也会对总压损失造成影响。      

基于叶尖定时的航空发动机压气机叶片振动测量

基于叶尖定时的转子叶片非接触振动测试系统的基本原理和数据分析方法,将非接触振动测量技术成功应用在某型涡扇发动机高压压气机一级转子叶片排故(改型)中,获取叶片共振时的振动频率和幅值,并通过有限元分析方法得到叶尖位移与关键点的位移-应力换算系数。依据反算的关键点动应力可实现(改型)前后转子叶片的高周疲劳寿命预测。某型涡扇发动机高压压气机一级转子叶片非接触振动测试结果显示:由于加工工艺原因导致原型叶片叶型厚度变大,引起叶片固有频率升高,转子叶片在发动机工作转速范围内发生3阶激励激起的一弯振动,导致叶片发生故障。改进加工工艺后,非接触振动测试系统结果显示叶片振动状态较好。