旋翼复合材料桨叶弹性剪裁减振研究

通过调整桨叶复合材料大梁的铺层角及其展向分布,提出了SA349直升机马赫数相似模型旋翼桨叶的3种挥舞弯曲-扭转弹性耦合方案并进行了弹性剪裁分析。在分析中采用19自由度弹性耦合中等变形梁单元模型,以SA349直升机飞行状态2的气动力作为桨叶预定气动载荷,计算并比较了不同耦合方案的桨根与桨毂振动载荷,验证了弹性剪裁在直升机减振设计中的有效性。     

固体火箭发动机药柱贮存温度检测技术研究

基于相似性原理探讨了缩比模型在固体发动机药柱温度场观测中的适用性,获得了模型与全尺寸发动机数据在时间、空间分布上的差异规律.采用文献报道的燃烧室模型和热物理参数开展了有限元仿真分析,对近似模型和原型的对比分析验证了该方法的可行性.     

某型涡扇排气系统缩比模型红外辐射特性实验

针对某型涡扇排气系统构建1/5缩比模型,采用实验的方法验证了波瓣混合器能够降低涡扇发动机排气系统红外辐射.结果表明:相对于环形混合器,波瓣混合器使得排气系统出口尾焰温度降低11%左右,3～5μm波段红外辐射在各探测角度内降低7.3%～22.6%;涵道比从0.233增加到0.685,排气系统出口尾焰核心温度降低21%以上,红外辐射强度降低30%～59%;尾焰和排气系统内部壁面温度的降低使得排气系统红外辐射强度大幅度降低.      

微通道直角突缩弯道气体流阻特性

采用有限体积方法,研究了矩形截面微通道直角突缩弯道局部流场及压力损失机理,重点考虑了雷诺数和弯道进出口截面面积比对局部流场及压力损失的影响,雷诺数范围为1~200,特征尺寸为500 μm.研究表明,低雷诺数时压力损失主要由壁面摩擦产生,弯道压力损失系数与具有相同中心线长度的直通道的压力损失系数变化趋势相同,但在数值上较小,突缩弯道会引起弯道内速度型发生变化,影响弯道压力损失;而高雷诺数时,压力损失主要由弯道内角位置的速度分离及漩涡产生,突缩弯道会抑制速度分离及漩涡产生,进而降低弯道压力损失.根据计算结果,拟合了弯道压力损失系数与雷诺数及进出口截面面积比的关系式.     

结冰风洞实验中的相似理论

相似性是风洞实验的一项基本要求,结冰风洞实验也不例外。为了系统性地研究结冰风洞实验中的相似性问题,首先,通过对飞行结冰问题进行分析和总结,找出了其中涉及的各种变量,并分析了其物理意义和量纲。其次,采用相似理论分析方法对结冰问题进行分析,得到了若干无量纲参数,并分析了这些无量纲参数的意义。再次,通过忽略一些不重要的影响因素,减少无量纲参数,并对飞行结冰中涉及的影响因素进行了合理地简化,最终得出了结冰实验的相似准则。最后,结合结冰风洞的运行参数,按照相似准则的要求得到了缩比模型结冰实验运行参数选取方法,并采用CFD方法进行了验证。结果表明:得到的缩比模型结冰实验运行参数选取方法是可行的。      

残余限燃环对大型分段式固体火箭发动机凝相沉积的影响

采用Euler-Lagrangian方法描述固体火箭发动机两相流动过程,数值分析了某大型分段式固体火箭发动机地面试车后在后段燃烧室筒段出现大量的Al2 O3凝相颗粒沉积现象,计算过程中考虑了气相湍流脉动对凝相颗粒的影响,并通过缩比分段式固体火箭发动机地面粒子沉积试验对计算结果进行验证,数值计算与试验结果基本吻合.二者结...     

正交各向异性材料拉伸圆棒的颈缩研究

本文对正交各向异性材料的圆棒拉伸试样的颈缩问题进行了有限元模拟计算，得到了不同各向异性参数与颈缩截面椭圆度的定量关系。进一步的研究表明，在相同宏观拉伸下，不同各向异性参数的拉伸试件的载荷与拉伸方向的各向异性参数相关，椭圆度(长短轴半径之比)与径向各向异性参数之比呈线性关系。在拉伸方向各向异性参数相同、其它两个方向参数不同的情况下，载荷区别不大。因此可以利用对颈缩问题的研究来确定材料正交各向异性度系数。     

火箭发射燃气喷流缩比试验相似参数

文章在总结、分析国内外发射燃气喷流缩比试验相似参数的基础上,提出了模拟火箭发射初期燃气喷流缩比试验五个基本相似参数.利用发射燃气动力学理论较为系统地说明:满足这五个相似参数,缩比模型试验的燃气流场结构与原型试验的燃气流场结构保持线性几何相似关系,空间对应位置处流场参数一致,缩比发射设备承载与原型发射设备承载之间保持平方缩比关系.同时指出燃气喷流流场结构与燃气物性密切相关,燃气物性不同的喷流流场之间不存在严格意义的流场分布相似及动力学相似关系.     

TC11钛合金热变形性能的试验研究

研究了TC11钛合金在温度600~800℃、应变速率0.001s-1~1s-1条件下的高温压缩变形行为,分析了变形温度、应变速率对热变形过程中变形抗力和显微组织的影响,探讨了TC11钛合金热旋压变形的可行性,为钛合金热旋工艺制定提供理论和试验依据。     

大展弦比机翼低速静气动弹性模型的设计、制作和风洞试验

通过弹性相似模型的风洞试验研究大展弦比机翼在弹性变形下的气动特性是研究飞机静气动弹性特性的重要手段。发展了一种静气动弹性模型低速风洞试验技术,针对某大展弦比机翼,设计、制作了缩比弹性结构相似模型,在南京航空航天大学NH03风洞进行了低速静气动特性风洞试验。详细介绍了弹性模型的各项技术和风洞试验结果,结果表明该项技术适合大展弦比机翼静气动弹性特性的研究,试验结果可作为大展弦比机翼设计的重要参考。