点焊钛合金蜂窝芯平压性能模拟研究

在对蜂窝芯力学性能的模拟研究中,常采用将双层壁之间的连接简化为双层壁厚的建模方法,但其不适用于点焊连接的钛合金蜂窝芯.本文提出利用LS-DYNA-EDWELD命令建立点焊连接蜂窝芯有限元模型的方法,对钛合金蜂窝芯进行平压模拟研究.同时,进行了钛合金蜂窝芯的平压力学性能试验,并将平压极限载荷值R.与模拟值进行了对比,结果显示点焊连接蜂窝芯有限元模型的平压模拟误差为6.5％,证明了此模型的准确性.最后,应用此模型得到了平压过程中焊点正拉和剪切力随位移的变化关系,研究了焊点正拉和剪切失效强度对蜂窝芯平压力学性能的影响,结果显示焊点正拉失效强度对蜂窝芯平压极限载荷的影响较大.     

新Omega涡识别法在液体火箭发动机涡轮氧泵中的应用

离心泵中流动不稳定现象与流场中旋涡的形成及演化过程密切相关。为解决传统涡识别法在高速离心泵流场涡结构捕捉方面的缺陷,引入新Omega涡识别法,对液体火箭发动机涡轮氧泵流场中的涡结构进行了分析。确定了新Omega涡识别法在高速离心泵流场涡结构捕捉方面的优势,利用该方法对涡轮氧泵中离心轮与扩压器之间的动静干涉机理进行了阐释。结果表明:对于高速离心泵,传统Q准则以及λ2准则涡识别法错误地将壁面强剪切层识别为旋涡,而新Omega涡识别方法能够有效滤除流场中非旋转涡量部分,较好地捕捉流场中涡结构,可作为高速离心泵流场涡结构识别的首选方法。通过离心轮与扩压器动静干涉区域旋涡演化过程分析可知,涡轮氧泵离心轮与扩压器之间的动静干涉效应主要源自于扩压器叶片压力面上的周期性涡脱落现象。     

扇形板压力畸变模拟器特性研究

根据小型涡轮发动机的使用条件,总压畸变是对发动机气动稳定性影响最大的外部降稳因子,小型涡轮发动机常采用模拟板方法为抗畸变试验提供总压畸变流场。本文设计了扇形板式可调压力畸变模拟器,用于涡扇发动机抗畸变试验。通过数值模拟获取了畸变模拟器的全流场特征,通过畸变模拟器吹风试验表明,扇形板后的流场掺混特性较好,扇形板畸变模拟器堵塞系数在8%～16%内,畸变模拟器的综合畸变指数在2%～13%内连续可调。畸变模拟器满足小型涡扇发动机抗畸变试验所需综合畸变指数要求。     

锥形旋流器内燃料分布对模型燃烧室近贫熄状态的影响

针对近贫熄状态,研究锥形旋流器内燃料分布对模型燃烧室燃烧稳定的影响。在不同空气流量下对头部燃料分布A和B分别进行了锥形旋流器模型燃烧室的贫熄状态实验。结果表明:同样的进气条件下,分布B在贫熄时刻的过量空气系数是分布A的4倍以上,并在可比较的实验流量范围内保持明显的优势;分布B的火焰可以由锥形旋流器外缩入锥形旋流器内熄灭,而分布A的火焰不能缩入旋流器内部,只能在锥形旋流器外部以整团火焰的形态熄灭;锥形旋流器头部中心轴线上引入的少量燃料对燃烧室近贫熄状态的压力脉动有极大影响,分布B的压力波动幅值比分布A降低90%以上,压力波动主频从88Hz减小到50Hz。结合数值模拟计算,从切向涡量角度分析了近贫熄火焰前端稳定在不同位置的原因,比较了两种燃气分布下局部流场物理参数分布的差异,有助于理解与认识锥形旋流器内燃料分布对燃烧稳定性的影响。     

壁温对氢燃料超燃燃烧室流动特性的影响研究

为了研究超燃燃烧室壁面换热与超声速燃烧之间的关系,运用FLUENT软件,采用RNG k-ε湍流模型、有限速率/涡耗散燃烧模型、密度基AUSM+隐式算法对中国空气动力研究与发展中心的双模态燃烧室模型开展三维冷态和热态流场计算,模拟条件来流马赫数为2.05,总温T_t为1870.9K,分别模拟了壁面温度为500K,700K,900K,1300K以及绝热条件下的超燃燃烧室的燃烧场。燃烧室壁面压力数值模拟结果与实验结果吻合较好,壁面温度为500K,700K,900K,1300K和绝热时,平均误差分别为8.89%,5.78%,14.41%,13.97%,16.53%。通过对比分析发现:随着壁面温度的降低,壁面压力趋势大致不变,但壁面压力值降低,同时壁面压力的压升起始点大幅后移;燃烧所产生的激波串逐渐向燃烧室下游移动,激波串结构发生改变,但激波串前端均为X形激波;燃烧室内马赫数有所升高;燃烧场高温区域面积减小;燃烧室燃烧模态由亚燃模态逐渐向超燃模态转换。     

基于OpenFOAM的三维H2/Air连续旋转爆轰流场数值模拟

为进一步研究旋转爆轰流场特征,基于开源计算流体动力学软件OpenFOAM,采用9组分19步的基元化学反应模型,对H2/Air连续旋转爆轰流场进行了三维数值模拟,得到了旋转爆轰波稳定传播时燃烧室内部流场的详细结构,研究了燃烧室头部激波的传播特性,分析了旋转爆轰燃烧室的压力增益性能。结果表明:旋转爆轰波后的第一道反射激波在由燃烧室外壁面向内壁面传播过程中反射激波的高度增加并在靠近内壁面附近与滑移线交汇形成局部高温高压区域;旋转爆轰波在外壁面位置处相位约落后于内壁面0.003rad～0.15rad,其相位差随燃烧室曲率差的增加而增大;燃烧室头部反射激波数目受到曲率差和进气总压的影响,燃烧室曲率差增大,反射激波数目减少,进气总压增大,反射激波数目增多;燃烧室压力增益保持在0.3以上,在进气总压一定的条件下,压力增益随着燃烧室曲率差的增大有增加的趋势。研究结果揭示了三维旋转爆轰流场的精细结构和燃烧室头部激波的传播规律。     

起落架着陆油气混合缓冲器压力分析

飞机起落架在着陆过程中承受较大冲击载荷,致使起落架缓冲器内部承受较高的油压和气压,对缓冲性能有较大影响。首先,在缓冲器轴向载荷的基础上推导缓冲器各腔压力公式;其次,使用二质量系统建立起 落架着陆运动微分方程;最后,应用 MATLAB/Simulink搭建起落架着陆缓冲器压力仿真模型,利用此模型分析不同着陆速度下各腔压力随时间与缓冲器行程的变化规律,及不同正反行程回油孔面积的油腔压力对缓冲性能的影响。结果表明：在不同着陆速度下,各腔的压力在着陆过程的特定时刻呈现一定规律性;正行程回油孔不能太小,保证油液充满回油腔,反行程回油孔不能太大,保证油液充满主油腔;着陆冲击阶段的缓冲器内油压对柱塞的稳定性有影响。     

零二次流引射器启动性能数值研究

为研究零二次流引射器结构参数如何影响其启动性能,采用数值方法模拟求解了引射器流场,并分析了引射器从启动到不启动的典型工作状态。结果表明:扩压器入口面积与引射喷管喉部面积之比Ad/At和第二喉道收缩比Ast/Ad是影响引射器性能的首要因素,其次是第二喉道长径比Lst/Dst和第二喉道入口的位置Ld/Dd。Ad/At越大,扩压器入口斜激波越强,总压损失越大,临界启动压比越大,越难以启动;Ast/Ad越小(大于其临界收缩比)则临界启动压比越小,越易于启动。     

基于模糊综合评判的飞机气体系统气密性检测方法选择

针对飞机气体系统对气密性检测的要求,选取适合用于飞机气体系统气密性检测的几种方法,通过确定灵敏度、检测时间、定位能力等九项指标,运用模糊综合评判的方法对各方法进行评判,选择出适合飞机气密性检测的检测方法即基于超声技术的气密性检测方法,为论证该方法的项目研制及设备配备部队提供理论依据.     

周向槽机匣对轴流压气机转子畸变响应特性的影响

基于给定的进气周向总压畸变谱,应用全三维数值计算方法,研究了周向槽处理机匣对NWPU-1轴流压气机转子容畸变特性的影响,初步揭示了其在进气周向总压畸变条件下的失速机理。结果表明,在均匀进气条件下,周向槽处理机匣对叶尖间隙泄漏涡形成和发展的抑制是其扩稳的主要原因;在进气周向总压畸变条件下,该轴流压气机转子失速的主要原因是畸变引起的攻角变化,造成部分叶片的负荷过重,由于周向槽处理机匣的作用主要在叶尖部分,所以并不能有效的扩大该压气机转子的稳定工作范围。