高超声速进气道快速破膜开启的流动特性

进气道处于起动状态是保证超燃冲压发动机正常工作的前提,进气道帽罩快速开启时的非定常效应可以有效提高进气道的起动能力。采用非定常数值计算深入研究了唇口帽罩不同安装位置开启时的非定常效应对进气道起动过程的影响,分析了不同帽罩安装位置开启时进气道流场的演化过程,并揭示了喉道分离泡的形成机理。研究结果表明,当帽罩上游不存在分离泡时,破膜非定常激波在压缩面反射,与上游复杂波系作用形成沿壁面的低速流,在唇口激波作用下在喉道形成分离泡。帽罩安装靠近唇口可通过缩短激波/边界层作用距离减小低速流动区范围,进气道临界起动内压比随之增大;而当帽罩上游出现大分离泡时,分离泡会先演变为低速流,之后在唇口激波作用下重新聚集形成大尺度分离,进气道临界起动内压比显著降低。     

斜齿行星齿轮传动系统振动模式与动载特性

斜齿行星传动在高速重载场合中应用越来越广泛,其振动模式和动载特性研究对减振降噪设计具有重要意义.针对斜齿行星齿轮传动系统,建立了随动坐标系,推导了含陀螺效应的多自由度间隙非线性动力学方程,求解了系统的固有特性.结果表明:斜齿行星齿轮系统存在3种典型振动模式,即轴向平移-扭转耦合振动模式(重根数r=1),径向平移振动模式(重根数r=2)和行星轮振动模式(重根数r=N－3,N>3);综合考虑啮合刚度、齿侧间隙、综合误差和外载荷等激励作用,研究了啮合相位差和激励方式对动载系数的影响规律,结果表明计入啮合相位差时动载系数有所增大,当刚度波动系数ζ=1.723时,系统分岔为2周期次谐响应,随着激励参数的变化,内啮合较外啮合更快的进入混沌状态.      

地外天体起飞时进入喷管内部激波对喷管的力、热效应

为研究激波进入喷管内部对发动机喷管产生的力、热效应,对喷管与起飞平台基面之间的羽流场进行了大量的仿真计算,着重分析了不同导流型面、不同起飞偏角情况下,进入喷管内部激波对喷管产生的力、热综合效应,激波在喷管内部的分布形态,并给出了激波移出喷管的条件.结果表明:当激波进入喷管内部但不产生激波贴壁现象时,激波不会对喷管内壁产生附加的力、热冲击;当激波进入喷管内部且产生激波贴壁现象时,在激波贴壁区产生一定的附加力矩和附加热流.该结论对探测器结构布局的设计具有重要的指导作用.      

拉伸板中心孔干涉配合对载荷幅值的影响

为研究干涉配合中被连接件最小截面（SCS）所传递载荷（截面载荷）的幅值得以降低的原理,按一定规律对销钉与板进行分区,并将其用同等刚度的弹簧代替,建立了销钉干涉配合的弹簧分析模型,进而从弹性角度解释了干涉配合中板的最小截面所传递载荷的幅值得以降低的原因。基于该模型分析了静载下截面载荷随外载的变化规律,得到了循环载荷下截面载荷幅值与外载幅值间的关系,其与有限元分析（FEA）结果之间的最大误差不到20%。分析发现：连接件与被连接件间的接触力随外载变化的自动调节作用是截面载荷幅值降低的原因;对于特定的绝对干涉量,干涉配合只对一定范围内的外载具有调节作用。当外载在干涉配合的有效影响区时,截面载荷幅值的降低程度完全决定于连接件与被连接件的相对刚度;若外载过大使得钉孔发生分离,干涉配合不仅对载荷幅值不再具有调节作用,还容易引起钉孔接触面的微动磨损。     

金属增材制造技术在航空发动机领域的应用

从增材制造技术的基本概念出发,研究了适用于金属材料的定向能量沉积(DED)技术和粉末熔覆(PBF)技术的基本原理、技术内涵以及技术发展,重点分析了增材制造技术在开发燃油喷嘴和低压涡轮叶片等商业化零部件的应用,以及对涡轮叶片、整体叶轮和齿轮等航空发动机部件的修复.研究表明,金属增材制造技术广泛适用于钛合金、镍基合金、钛铝合金等金属材料的航空发动机部件,在设计、制造和经济可承受性等方面具有优势.      

导弹地效区飞行空气动力和飞行力学特性研究

采用CFD和风洞试验技术,研究了导弹地效区飞行的空气动力和飞行力学相关特性。研究结果表明,导弹地效区飞行,由于受到地面效应的作用,其空气动力和飞行力学特性同常规自由空间飞行相比,发生了较大变化,常规导弹气动布局很难实现地效区飞行。由于地效区飞行运动响应十分复杂,加之飞行高度很低,这使现有飞行控制技术难以适应。这要求在气动布局设计中,必须将气动力、飞行力学和控制响应一体化考虑,气动布局技术是协调解决运动响应和动力学耦合的核心。     

H_2O/CO_2污染对煤油燃料双模态超声速燃烧室影响研究

在以电阻加热直连式试验系统为基础的污染对比试验平台上,通过纯净空气来流和H2O/CO2污染空气来流严格对比试验,研究了H2O/CO2污染对煤油燃料双模态超声速燃烧室点火、火焰稳定及稳定燃烧性能等的影响。研究发现,(1)H2O污染对煤油燃料超声速燃烧室点火具有一定的抑制作用,当H2O污染含量达到11%以上时不能实现可靠点火。(2)污染组分的存在会降低燃烧室的火焰稳定性,CO2污染对火焰稳定性的影响比相同含量H2O污染显著。(3)对于燃烧室无反应流动,纯净空气来流和污染空气来流时燃烧室壁面压力在一定范围内基本重合,仅局部存在微小差异。(4)污染组分的存在对煤油燃料超声速燃烧具有抑制作用,燃烧室壁面压力低于纯净空气试验,压力下降程度随污染水平升高而增大,最高达12%,CO2污染对煤油燃料超声速燃烧的抑制作用比相同含量H2O污染显著。(5)污染组分的存在会导致燃烧室模态转换点发生变化,在较高的污染水平下,燃烧室的工作模态将会从相同油气比纯净空气来流下的亚燃模态转换为超燃模态。     

民用客机缝翼气动噪声数值模拟研究

气动噪声水平是衡量民用客机设计水平的重要指标之一。在飞机着陆过程中,增升装置缝翼是机体气动噪声的重要噪声源。通过求解非线性扰动方程对增升装置缝翼噪声进行了二维数值模拟研究。分别针对不同来流攻角以及主翼钝后缘和尖后缘研究了缝翼噪音的频率特性。计算结果表明,缝翼缝道内的非定常涡是产生噪声的主要原因,随着来流攻角的减小,缝道内的非定常涡强度增大,活动区域变宽,进而辐射更多的噪声,从非定常声场及噪声的频率特性来看,缝翼噪声是一种偶极子声源,具有明显的宽频特性,主要噪声源集中在低频到中频段,随着频率增大,噪声幅值逐渐衰减。数值模拟较好地捕捉到了缝翼噪声源的发声机制和频率特性,为噪声控制打下了良好的基础。     

基于SWT模型的概率寿命分析体方法

为了研究大应力体积对航空发动机轮盘低周循环疲劳破坏的影响,提高轮盘概率寿命预估精度,针对应变体方法对中、长寿命轮盘预测精度不准的缺陷,提出基于SWT模型的概率寿命分析体方法。该方法以最大主应变平面为临界面的SWT模型为基础,结合考虑尺寸效应的体方法,且不需要进行平均应力修正。通过对某风扇盘进行概率寿命分析,得到的轮盘中值寿命与试验结果吻合良好,预测精度高于应变点方法、应力修正系数法得到的结果。表明基于SWT模型的概率寿命分析体方法可以用来预估航空发动机轮盘概率寿命。     

直升机飞行过渡速度现象研究

针对直升机飞行中通过过渡速度时产生的振动、抬头、偏转和倾斜等一系列现象,从旋翼动力学的角度进行了深入的研究,并且给出了系统的解释.首先,分析了旋翼尾涡对直升机状态的影响;然后,研究了桨涡干涉效应,发现桨涡干涉效应导致旋翼前行桨叶平均拉力增加、后行桨叶平均拉力减小,这是引起直升机抬头、倾斜和振动的根本原因;最后,研究了起飞和着陆中通过过渡速度时操纵对策的差异及其原因.