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621.
以某固体火箭发动机喷管为例,研究其旋转情况下的流动、传热及热结构响应性能。利用雷诺应力湍流模型,结合增强型壁面函数,求解N-S方程。以喷管内壁面温度分布为边界条件,求解二维轴对称瞬态热传导方程。将瞬态温度场按时间步长加载,进行瞬态静力学分析,得到不同转速下的流场、温度场及应力场。结果表明,喷管在旋转情况下,喷管内壁面尤其是喉部及扩张段温度分布在转速为100 r/min及600 r/min左右时变化剧烈;旋转内流场与喷管结构的耦合作用加剧了喷管的传热,尤其是喉衬的烧蚀,特征点温度值随转速增大而升高;最大热应力位于喷管最外层尾端,整体热应力在转速低于100 r/min时得到释放,随着转速的不断增大,喷管整体最大热应力及扩张段特征点应力随之增大,而喉衬特征点由于旋转导致了温度梯度降低,其应力值随之减小。 相似文献
622.
针对卫星构件的不同需求,开发了一种芳香胺固化的环氧树脂BA204.研究了无溶剂及溶剂法成型的M40J/BA204复合材料力学、真空放气性能和管件在模拟温度交变条件下的性能变化情况.结果表明:两种方法制备的复合材料力学性能均能满足卫星构件要求,无溶剂法制备的复合材料力学性能优于溶剂法.采用无溶剂法制备的M40J/BA204复合材料其真空质损率为0.23%,可收集挥发性凝聚物为0.009%;复合材料管件经200次热循环冲击后力学性能变化不大,表明M40J/BA204复合材料具有良好的热稳定性. 相似文献
623.
为了解决故障树方法割集遗漏问题和FMEA方法信息遗漏问题,提出一种新型的基于FMEA的安全性分析建模与数值解算方法——失效模式框图法(FMBD).通过FMEA分析得出相应设备的失效模式,根据设备工作机理及其各部分的相互关系,建立失效模式框图,推导失效率解算表达式.与通过FTA方法进行失效率计算相比,不但简化了安全性分析过程,而且克服了FTA方法可能导致的割集遗漏问题;提高了失效率估算精度.将该方法应用于飞机发电机过压保护器(OPU)的安全性分析,通过对OPU主要功能的安全性指标研究,提出了硬件设计修改意见,改进后OPU主要功能的安全性得到了很大提高,使得该设备满足预分配的研制等级要求;验证了该方法的可行性和准确性.该方法可用于飞机系统各级别的失效率分析解算,为飞机安全性分析提供了新途径. 相似文献
624.
基于多场耦合的飞行器热环境数值分析方法研究 总被引:2,自引:0,他引:2
新一代高超声速飞行器的发展给防热设计问题带来严峻挑战。根据飞行器热环境多场耦合特性,提出了一种基于多场耦合的热环境数值分析策略,并在此基础上发展了基于Navier-Stokes方程的流场CFD分析程序,通过有效的界面数据传递算法,实现了与结构有限元热分析软件的耦合,形成了基于流场与结构耦合传热的飞行器热环境多场耦合数值分析方法。以典型圆管前缘为计算模型进行了程序验证,并对稳态和非稳态飞行环境下的流场与结构耦合传热特征和规律进行了数值分析研究。结果分析表明,该方法能够有效地刻画流场与结构之间的耦合传热特征和规律,预测和分析飞行器热环境的空间和时间分布特性,从而可为防热设计的选材和优化提供可靠的参考依据和分析手段。 相似文献
625.
高压涡轮转子叶片内部气流组织方式研究 总被引:4,自引:0,他引:4
为了获得涡轮转子叶片内部冷却结构的冷却性能,采用气热耦合计算的方法分析了在相同冷气总量条件下3种不同的气流组织方式对叶片冷却效果的影响,并选择其中相对优化的冷却结构进行了转速对进气压力和综合冷却效率的影响研究。结果表明,B型结构叶片气流组织较为合理,表面温度较为均匀,整体冷却效率得到有效提高;哥氏力和离心浮升力的存在导致冷却气流发生相应偏转,前缘滞止线随转速增加由压力面向吸力面偏移,同时前缘气膜出流随转速发生变化,随着转速增大,压力面综合冷却效率提高,吸力面综合冷却效率下降。 相似文献
626.
研究上下表面粘贴压电层的功能梯度材料Euler梁在升温及电场作用下的振动行为。在精确考虑轴线伸长基础上,建立压电功能梯度Euler层合梁在热-电-机械载荷作用下的几何非线性动力学控制方程。其中,假设功能梯度的材料性质沿厚度方向按照幂函数连续变化,压电层为各向同性均匀材料。把问题线性化,利用打靶法,获得在均匀电场和横向非均匀升温场内两端固定和两端简支Euler梁在热屈曲前自由振动特性的半解析数值解。由于材料在横向的非均匀性,即使在均匀升温和均匀电场作用下,梁内仍然会产生拉-弯耦合效应,对梁的自振频率也有一定的影响。 相似文献
627.
上下游干涉对转子叶片颤振特性的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
使用自行开发的非定常流动数值模拟程序,分别考虑上、下游叶排干涉作用对转子叶片的颤振特性进行了研究,分析尾迹和势干扰对气动阻尼的影响规律.对转子叶片表面非定常压力进行傅里叶变换,使用能量法计算气动阻尼,研究不同叶片排轴向间距下气动阻尼的变化.通过考虑转静干涉效应的气动阻尼与单转子结果对比,总结了干涉作用对叶片颤振特性的影响规律;结果表明:上游导叶与转子一倍弦长间距时,获得正气动阻尼,与单转子预测的气动弹性稳定性结果相反.说明在进行颤振特性预测时必须考虑转静干涉作用;尾迹和势干扰的强度均随着轴向间距值的减小而加强,且都会加剧叶片气动弹性失稳. 相似文献
628.
基于三维裂纹尖端应力场的应力强度因子计算方法 总被引:2,自引:1,他引:2
提出一种基于无限大体裂纹尖端弹性应力场理论解的前几项多项式函数,对实际裂纹体弹性应力场有限元解进行拟合来计算应力强度因子的方法.该方法在计算应力强度因子时不需要预先假设裂纹尖端的应力应变状态,应力强度因子计算结果更符合三维裂纹体裂纹尖端实际的应力应变状态.首先基于二维无限大板中心穿透裂纹应力场理论解验证了方法的有效性,探讨了拟合确定应力强度因子需要的多项式应力函数的项数.然后分别以二维大板中心穿透裂纹、三维大体内埋圆裂纹和三维有限厚板中心穿透裂纹的应力强度因子计算为例,通过与无限大板和无限大体应力强度因子理论解以及基于位移外推法和1/4节点张开位移法的应力强度因子有限元解的对比分析,验证了该方法的有效性和合理性.研究表明该方法能够合理反映三维裂纹体裂纹尖端的实际应力应变状态,计算得到的应力强度因子数值更合理. 相似文献
629.
630.
高压涡轮主动间隙控制系统机匣模型试验 总被引:2,自引:2,他引:2
设计和搭建了叶尖主动间隙控制系统的核心——可控热变形机匣模型试验验证台,利用机匣温度和变形量等参数的测量,验证了某主动间隙控制设计方案的基本工作特性.试验中通过改变集气腔进气流量,研究了不同试验工况下机匣温度分布规律,获得了机匣径向变形量及其在周向和轴向的分布规律.研究中发现冷却空气管的多孔冲击射流可以有效改变机匣温度,并达到调节机匣变形的最终目的.随着供气雷诺数增加,机匣的热响应时间减小,机匣的收缩速率明显增加,但该增加幅度随着雷诺数的增加而逐步减弱.试验结果表明:机匣径向冷却收缩量基本均匀.由于冷却空气管周向流量分配不均匀,使其周向上最大相对偏差为8.75%.同时冷却空气管结构和供气量差异会导致机匣轴向温度分布不均匀,在该验工况中,机匣径向冷却收缩量在轴向上最大的相对偏差为6.99%. 相似文献