低中等雷诺数超声速轴对称射流气动声场

采用线性抛物化稳定性方程(LPSE)方法对低、中等雷诺数条件下的超声速轴对称射流进行了研究。结果表明:射流中不稳定波的增长特性决定了声辐射的特性。在低雷诺数条件下,不稳定波的频率范围较窄,且由于不稳定波的增长区间较长,因此声辐射的范围较宽,声源不集中,声辐射的方向角不明确。在中雷诺数条件下,不稳定波的频率范围较宽,且由于不稳定波的增长区间较短,因此声辐射的范围较窄,声源集中,声辐射的方向角较明确;且随着斯特劳哈尔数增加,声辐射的方向角增加。在低雷诺数条件下,射流基本流的法向速度对射流气动声场的影响较弱,而在中等雷诺数条件下,其对射流的气动声场影响较强。      

含缺陷C/SiC平纹机织复合材料拉伸力学行为数值模拟

采用APDL语言实现ANSYS的二次开发,建立含预制缺陷的纤维束截面卵圆形多尺度单胞模型。首先计算纤维束单胞的初始模量,强度以及最大应变;随后利用扫描电镜图中的缺陷建立单胞模型,并引入周期性边界条件,预测材料的初始各向材料常数。同时利用Linde提出的逐渐损伤准则,进行单轴拉伸力学行为的数值模拟,并阐述该平纹机织复合材料单胞模型在经向拉伸载荷作用下其纤维束的损伤及演化过程。该模型计算得到的最大拉应度为0.65%,强度为256.46 MPa。结果表明,该模型给出的数值模拟结果与实验数据吻合较好,证明了模型的有效性,为该类材料的优化设计及其力学性能分析提供了一种有效方法。     

使役条件下SiC_p/Al复合材料的建模拟实

基于有限元方法,通过Python语言开发了SiC_p/Al复合材料的参数化建模程序,利用ABAQUS图形用户界面(GUI)完成了建模过程的可视化,搭建了颗粒的大小、形状、体积含量和分布可控的快速建模拟实平台。利用此平台建立了SiC_p/Al复合材料基于微细观的代表性体积单元(RVE)有限元模型,并先后引入了颗粒的弹脆性断裂行为、基体的弹塑性断裂损伤行为和界面的拉伸-开裂行为,实现了SiC_p/Al复合材料的变形和断裂的全过程模拟。为研究使役条件下SiC_p/Al复合材料的构效关系,建立了颗粒体积含量为7%和14%的复合材料有限元模型,首先研究了拉伸过程中颗粒体积含量对复合材料变形和损伤行为的影响;然后将体积含量为7%的复合材料模拟压缩过程与拉伸过程进行对比,分析了在不同载荷条件下复合材料的变形和损伤机理。实践证明,所建立的SiC_p/Al复合材料参数化建模平台可用于颗粒增强金属基复合材料基于微细观的有限元建模,对复合材料强韧化机理分析和构效关系研究具有重要的价值。     

2D-C_f/SiC复合材料蠕变断裂及损伤机理研究

研究了2D-C_f/Si C复合材料在空气中,温度分别为700℃和900℃,蠕变应力分别为50MPa、75MPa和100MPa条件下的蠕变断裂及损伤机理。运用拉森-米勒参数法拟合材料的蠕变断裂时间,使用扫描电子显微镜分析其微观组织和断口形貌以进一步揭示其蠕变断裂机理。结果表明:2D-C_f/Si C复合材料的蠕变断裂寿命与温度和应力密切相关,较高温度或应力会降低材料的蠕变断裂寿命;在蠕变过程中,材料除发生应力损伤外,还会发生氧化损伤;2D-C_f/Si C复合材料的氧化损伤比应力损伤对蠕变断裂时间有更显著的影响。     

简化起落架噪声相似准则及马赫数比例律

真实飞机部件的气动噪声问题可以通过缩比模型气动声学试验研究,但是必须要遵循合适的相似准则。频率相似准则一般选择Helmholtz数或Strouhal数相似,而声源强度的相似准则在一定的雷诺数范围内通常采用Mach数相似。噪声随来流马赫数的比例律可用于外推风洞试验测量数据到真实飞行条件下,并判断声源类型。在北京航空航天大学D5气动声学风洞中对1/2缩比的LAnding Gear nOise database for civil aviation authority validatiON(LAGOON)简化起落架模型进行了气动声学试验研究。试验结果表明:该起落架模型的噪声频率遵循Helmholtz数相似准则而非Strouhal数相似准则。起落架噪声的马赫数比例律与频率有关,在低频范围内满足6次方关系,而在中高频范围内满足7次方关系。将D5风洞测得的噪声频谱按Helmholtz数相似及相应的马赫数比例律转换后与LAGOON原型试验结果对比,发现两者的测量结果吻合得非常好。     

基于切片熵权的WHT多LFM信号识别方法

为提高在低信噪比与先验信息不足条件下对线性调频(LFM)信号识别能力,借鉴信息论中的熵权法改进WHT(Wigner-Hough Transform),提出了一种基于切片熵权的WHTE(Wigner-Hough Transform based on Entropy)算法。推导出LFM信号的WHT与对应特性,将WHT变换域内极半径和角度切片的熵值来转换为权重因子,进而对每个切片进行加权处理,采用双层权重以弱化噪声与干扰项的影响,并推导出LFM信号与高斯白噪声在WHT维度内不同假设条件下的概率密度分布函数,构建了对于LFM信号WHT后恒虚警检测的完备流程。通过理论分析与公式推导论证了算法的可行性,并与WHT、分数阶傅里叶变换与周期WHT算法的仿真对比,验证了算法的有效性,凸显WHTE算法能够在强噪声背景下与没有先验支撑时实现对LFM信号的良好检测。     

基于控制力矩陀螺的BTT飞行器协调转弯控制

针对倾斜转弯(BTT)飞行器进行横向机动时会产生侧滑角的问题,提出一种考虑通道耦合因素的协调转弯控制方法。采用了一种基于单框控制力矩陀螺(SGCMG)的侧滑角抑制执行机构来替代方向舵、矢量推力发动机等传统执行机构。建立了加装控制力矩陀螺的BTT飞行器横向机动时的多变量强耦合非线性倾斜转弯动力学模型。根据BTT飞行器横向机动时的协调转弯要求,设计了一种基于非线性反馈和线性二次型最优算法的解耦综合控制器。计算结果表明:协调转弯控制系统可实现滚转角指令的良好跟踪和侧滑角的有效抑制。     

采用几何方式组合壁面压力/马赫数分布的弯曲压缩面

根据给定壁面参数分布规律反设计压缩面的方法,通过几何方式组合研究了壁面采用压力/马赫数复合分布规律的弯曲压缩面,分析了压缩面的参数分布和性能特点.在与参考二维进气道相同约束条件下,将弯曲压缩面应用于二维进气道,分析了其性能并与参考二维进气道进行了对比.数值研究结果表明:几何方式组合能充分发挥壁面按单一参数设计所得弯曲压缩面的优势,使壁面参数分布得到有效改善并趋于更加合理.同参考二维进气道相比,几何方式组合进气道的外压缩面长度有所增加,但在来流马赫数在4~6范围内它的喉道总压恢复系数均得到显著提高.来流马赫数为6时,几何方式组合进气道的喉道总压恢复系数提高10%;来流马赫数为4时其喉道总压恢复系数提高9.6%.     

膨胀规律可控的轴对称基准流场设计方法

为了提高流线追踪喷管设计方法的灵活性,从推力和力矩两方面考虑,引入特殊中心体,探索了壁面膨胀规律可控的轴对称基准流场设计方法.设计过程中利用特征线理论（MOC）实现了由膨胀规律求解气动壁面的反设计.针对基准流场的主要设计参数,包括膨胀规律、中心体及斜倾角等进行了参数化研究,得到了设计参数对基准流场结构及性能的影响规律.利用该基准流场,设计了矩形截面的流线追踪喷管(导出喷管),并进行了分析.结果表明:利用特征线理论可以实现膨胀规律到壁面的反设计;在进口参数和落压比一定的条件下,存在一定的膨胀规律使得基准流场的内推力最大;流场的中心体尺度和长度比对推力影响很小,可作为调整导出喷管力矩的设计参数;出口斜倾角增大会导致基准流场的长度减小,同时推力下降明显,设计时应综合考虑.      

航空发动机风扇叶片硬物冲击损伤特征

通过对国内近20年民用航空发动机风扇叶片外物损伤数据调研与统计分析,筛选最具典型特征的硬物冲击损伤数据,依据发动机维修手册对风扇叶片损伤类型特征进行了分类,研究损伤类型与发动机类型的相关性和差异性、损伤发生位置特征、损伤尺寸特征等内容.分析结果表明:发动机风扇叶片硬物冲击损伤类型表现出多样化特征,其中缺口和凹坑两类损伤类型发生概率较大,而且不同损伤类型在特定发动机型号中又存在一定的差异性.通过对损伤位置与尺寸特征的分析,表明风扇叶片的损伤位置存在一定的集簇统计规律,缺口的损伤尺寸特性存在一定的统计分布规律.研究结果能够为航空发动机风扇叶片实际的维护维修工作提供相关技术参考.