复合材料在大飞机主承力结构上的应用与发展趋势

大飞机的主承力结构件采用复合材料制造已成趋势,介绍了波音公司、空客公司和中国商飞等民机主制造商在飞机主承力结构上应用复合材料的情况.目前,复合材料主承力结构件具有大型化和整体化的特点,已从预浸料手工铺贴和自动铺带转向纤维自动铺放技术.以复合材料液体成型技术为代表的非热压罐工艺以低设备投入、低能耗、低制造成本、易于复杂型...     

大长径比零件内孔测量方法研究

本文采用应用试验的方法研究了基于坐标测量方法,检测大长径比零件内孔时,加长杆材料、加长杆长度、加长杆直径对其测量精度的影响.研究结果表明:在使用同种测头时,加长杆长度越短测量精度越好;加长杆直径越大,测量精度越好;加长杆材料对测量精度影响较小.     

民用航空发动机高空模拟试验排气扩压器特性分析

基于射流理论分析了民用航空发动机高空模拟试验时的排气流场,应用喷射器模型建立了针对民用航空发动机排气扩压器气动性能的计算方法,并完成了民用航空发动机试验的排气扩压器性能计算。分析了排气扩压器出口的增压比、马赫数、总温、体积流量,与排气扩压器内径和二股流流量之间的关系。基于计算分析结果,建议民用航空发动机高空模拟试车台排气采用直接喷水冷却方式,高空模拟试验时尽可能控制二股流流量。     

圆弧形榫连结构低循环疲劳试验与寿命分析

针对大涵道比涡扇发动机采用的圆弧形燕尾榫连结构,设计了缩尺的双榫头疲劳试验件及其试验夹具。开展了不同载荷水平下的低循环疲劳试验,并对比了表面强化对试验件疲劳特性的影响,给出了可初步用于设计的疲劳寿命S-N曲线。研究表明:圆弧形燕尾榫头试件的疲劳失效形式为微动磨损导致的疲劳断裂;相同疲劳载荷水平下,表面强化试验件的疲劳寿命比未强化试验件的高40%~65%;不同载荷水平下的试验结果基本符合Miner累积损伤准则。     

含激波的湍流流动高精度大涡数值模拟方法

针对采用亚格子模型进行含激波的湍流流动模拟时会面临激波附近的精度损失问题,考虑从通过亚格子模型以及数值模拟方法两方面的改进来实现湍流流动大涡模拟的精度提高.大涡模拟采用了Yee及Sj(o)green (2009)提出的高阶低耗散方法.该方法采用自适应的流场探测器以控制计算中所需区域的数值耗散,并考虑对动力学模型采用在激波位置使用Sagaut和Germano(2005)提出的单边亚格子过滤器和(或)直接禁用亚格子项等方法加以改进.对于标准的马赫数1.5和3条件下的激波-湍流干扰问题,上述新方法相较于全区域采用亚格子模型的方法均表现出了相似的精度提升.同时实现的数值精度改进方案采用了Harten的亚单元分辨过程来定位和锐化激波,并在精确激波位置附近的网格点处采用了单边测试滤波.     

大飞机缝翼滑轨影响研究

通过数值模拟和风洞实验两种手段研究了大飞机缝翼滑轨对飞机气动性能的影响.分析了缝翼滑轨对缝道和机翼表面流动分布的影响,获得了缝翼滑轨参数对飞机气动性能的影响规律.数值模拟结果表明:缝翼滑轨对缝道内的流动形成了阻塞,改变了机翼表面的流动形态,减小了机翼附面层流动速度,降低了飞机的失速性能.实验结果表明:通过减小滑轨宽度、减少滑轨数量、采用圆形截面滑轨和滑轨外弯等能够有效降低滑轨影响,改善飞机失速性能;滑轨参数对小尺度模型实验结果的影响尤为显著.研究结果为3m量级和8m量级风洞缝翼滑轨模型设计提供了参考.     

组合抽吸对大转角扩压叶栅性能的影响

实验研究了低速条件下在端壁和吸力面同时进行附面层吸除对某大转角扩压叶栅性能的影响.在叶片表面及端壁进行了墨迹流动显示,并对叶栅出口截面进行了测量.基于实验的抽吸槽布置方式:端壁吸气主要影响区域是吸力面角区;吸力面抽吸可以减小角区范围,延迟叶片吸力面附面层转捩,改善中径处流场;组合抽吸则优化了叶栅整体流场,使流动更加均一高效,由于削弱了端壁和吸力面附面层间的相互作用,组合抽吸在大吸气量下优于前两种吸气方式.      

大迎角分离流场在等离子体控制下的特性研究

设计了一种新型的大迎角主动流动控制方法。采用圆锥-圆柱组合体模拟飞行器前体,在靠近圆锥尖端处镶嵌了一对马蹄形单电极介质阻挡放电（single_Dielectric Barrier Discharge SDBD）等离子体激励器,通过风洞实验研究了等离子体激励器在不同状态下对大迎角模型前体的非对称气动载荷的控制作用。实验结果表明,通过控制等离子体激励器的开闭可以使得圆锥-圆柱组合体在大迎角下出现的侧力改变方向。还对通过调节单侧等离子体激励器的激励电压实现圆锥前体侧力系数在正负极值间连续变化的可能性进行了初步的实验探索。