镀铬对8Cr4Mo4V 钢疲劳行为的影响

为研究吞鸟对涡轴发动机的影响,进行了3次吞鸟试验。在试验中,由气体炮将鸟射入发动机进气道,采用高速摄影仪 记录鸟的运行轨迹和撞击部位及试验件形变过程。试验数据表明：在吞鸟过程中发动机各参数均大幅波动,持续时间约为3~4 s, 波动过后,功率恢复时间约为5~9 s,各参数达到最终状态时间约为90~95 s;试验后发动机性能有衰减现象,清洗后有所恢复。经 孔探和分解检查可知：鸟的残骸主要部分未进入发动机主流道,第1 级压气机叶片卷曲变形。     

鸟撞击的载荷因素对叶片响应的影响

本文以矩形悬臂板模拟真实叶片,以冲击载荷模拟鸟撞击载荷,采用有限元法计算悬臂板在冲击载荷下的非线性瞬态响应。通过计算多个算例进行分组比较,分析了鸟撞载荷的冲量传递,加载持续时间,加载位置,载荷的空间分布等不同载荷因素对叶片响应的影响。为鸟撞击载荷过程的合理简化提供了依据。      

一种鸟体本构模型参数的反演方法

采用PAM-CRASH中的Monaghan状态方程作为鸟体本构方程,建立鸟撞平板试验耦合算法的数值计算模型,将待优化反演的鸟体本构模型参数定义为优化参数,将位移的试验值与计算值相对误差的平方定义为优化目标,利用ISIGHT和PAM-CRASH有机集成对鸟体本构模型参数进行了优化.用优化后得到的鸟体本构模型参数进行仿真分...     

下击暴流出流段非稳态风场的大气边界层风洞模拟

为在风洞实验室中实现大尺度下击暴流出流段风场模拟,基于平面壁面射流方法,设计制作了一套下击暴流出流段非稳态风场的模拟装置。通过增加壁面射流喷口及风机,得到下击暴流的水平平均风速竖向剖面。采用快开阀门形成非稳态的突变风场,与安德鲁斯空军基地下击暴流实测数据对比,对模拟装置进行了验证。结果表明:设计的基于壁面射流的下击暴流模拟装置能够有效模拟下击暴流出流段风场;在稳态条件下,装置能够形成较为均匀的二维平面壁面射流流场,在完全发展区域,能够得到与典型下击暴流竖向平均风速剖面较为吻合的结果;采用非稳态的壁面射流装置,能够得到非常接近实际下击暴流的时变平均风速。     

鲁泊数和孔径比对直流互击式喷注器性能的影响

设计高性能喷注器、提高发动机比冲性能是发动机设计者一直追求的目标。对于直流互击式喷注器,鲁泊数和孔径比是影响喷注器性能的两个关键参数,而且两者之间有一定关联。为了初步研究鲁泊数和孔径比参数对直流互击式喷注器性能的影响,合理匹配两者的关系,设计了三种状态的喷注器,进行了混合比分布试验和热试车考核。结果表明,兼顾鲁泊数和孔径比才能使氧化剂和燃料达到最佳混合效果,提高燃烧效率。     

FAA开始试验探鸟雷达

飞机与飞乌互撞会对飞行造成重大安全风险。近年来研究表明,鸟群已经成为美国一些机场的重要危险因素,如纽约的拉瓜迪亚机场地区,2007年飞行员和管制员报告发生撞击87起,而2001年只有25起。     

60亿千米云和月“隼鸟”远行7年后回家

6月13日,日本宇宙探索局的“隼鸟”号小行星探测器再入大气层,降落在澳大利亚南部伍麦拉附近的沙漠地带,时隔7年后回归地球。期间,多灾多难,百折不挠,“隼鸟”由此也博得“不死鸟”的尊称。     

A numerical model for bird strike on sidewall structure of an aircraft nose

In order to examine the potential of using the coupled smooth particles hydrodynamic(SPH) and finite element(FE) method to predict the dynamic responses of aircraft structures in bird strike events, bird-strike tests on the sidewall structure of an aircraft nose are carried out and numerically simulated. The bird is modeled with SPH and described by the Murnaghan equation of state, while the structure is modeled with finite elements. A coupled SPH–FE method is developed to simulate the bird-strike tests and a numerical model is established using a commercial software PAM-CRASH. The bird model shows no signs of instability and correctly modeled the break-up of the bird into particles. Finally the dynamic response such as strains in the skin is simulated and compared with test results, and the simulated deformation and fracture process of the sidewall structure is compared with images recorded by a high speed camera. Good agreement between the simulation results and test data indicates that the coupled SPH–FE method can provide a very powerful tool in predicting the dynamic responses of aircraft structures in events of bird strike.     

航空发动机鸟撞分析中的应变率相关材料模型标定及使用研究

本文针对典型航空发动机应变率相关材料,阐述了常用的Johnson-cook模型和双线性材料模型及其参数标定方法,并将这两个材料模型分别应用于风扇叶片鸟撞试验的仿真分析,对试验结果和仿真结果进行了对比。研究表明,通过合理的参数标定及简化假设,Johnson-cook模型和双线性材料模型均可提供满意的仿真结果,其中叶片损伤预测与试验结果很好地符合。鉴于双线性材料模型使用相对简单,同时能够提供足够的预测精度,在航空发动机鸟撞分析工程应用中值得推荐。