液体火箭发动机环境因子的Bayes估计

基于液体火箭发动机的寿命服从威布尔分布的条件,假定天地试验环境下威布尔分布的形状参数不变,运用Bayes方法对weibull分布天地实验条件下的环境因子进行分析,给出了环境因子在平方损失下的Bayes估计,并与极大似然估计法进行比较,通过仿真实例验证了该方法的有效性。     

威布尔分布的抽样验证试验

可靠性验证试验是用来验证产品的可靠性特征值是否符合其规定的可靠性要求的一种试验。在航天系统内关于威布尔型产品可靠性评估问题已有多篇文章进行了讨论。本文就威布尔型产品可靠性指标验证问题．进行了初步的讨论．指出威布尔型产品的形状参数m，及抽样量n对验证试验方案的影响．提请在制订抽样验证试验方案时引起注意。     

C/C复合材料表面烧蚀细观形貌损伤分析

基于C/C复合材料烧蚀表面细观形貌和细观结构上的流场分布规律研究,着重分析了微裂纹尺寸对C/C复合材料中Z向纤维和基体界面上因变温引起的开裂损伤的影响,给出了微裂纹随温度变化的扩展规律及微裂纹特征尺寸随温度变化的表达式;提出了在高温下因变温而造成的损伤模型,为C/C复合材料结构烧蚀计算提供了一种基础性理论。研究结果表明,高温下变温会引起C/C复合材料力学性能的劣化。     

推力矢量发动机燃气舵舵间干扰的数值分析

通过求解N-S方程,对某空空导弹燃气舵在不同状况下的三维湍流干扰流场进行数值仿真,得到了燃气舵在不同舵偏角下绕流流场的复杂波系结构,计算了测量舵在无干扰舵和有干扰舵情况下升力和阻力等参量随舵偏角的变化曲线。所得舵间干扰相对误差不超过2%,与实际要求相吻合。结果表明,所采用的流动模型和数值模拟方法对燃气舵的气动性能进行预示是有效的。     

调温热沉设备的状态空间法仿真设计

调温热沉设备日益成为部组件热真空试验的首选,它具有经济性好、使用方便、对试件无遮挡等优点。文章通过状态空间描述的分布参数模型,对调温热沉设备进行仿真设计,得出氮气、热沉、试件三者温度的动态关系,对于进口氮气温度、流量的选择和控制方案的制定都进行了深入的分析。所获取的数据可为采用热沉调温方式的热真空试验提供参考。     

壁面温度分布的高超声速平板边界层稳定性分析及转捩预测

针对来流马赫数为4.5、6.0和7.0的高超声速平板边界层,取30km高空处的气体参数,壁面为等温、绝热和温度分布等3种不同条件,采用eN方法进行转捩预测。其中,壁面温度分布条件下,在等温壁（冷壁）和绝热壁之间,给出4种流向分布进行分析。取扰动的初始幅值为0.3‰,以幅值达到1.5%作为转捩判断依据。结果表明:当温度为来流温度时,等温壁面条件的转捩位置最靠前,并随马赫数增大更加靠前;绝热壁面条件的转捩位置随马赫数增大而推后;壁面温度分布条件下,在相同时刻,马赫数越大,转捩位置越靠前。相同马赫数下,壁面温度较高者转捩位置较靠后（马赫数为7.0时,不完全满足此规律）。在马赫数为4.5和6.0时,绝热壁面条件转捩由第一模态主导,其余情况主导转捩的都是第二模态。     

前飞速度和升力偏置量对共轴刚性旋翼气动特性影响分析

共轴刚性旋翼前飞状态的气动特性主要由工况环境中的来流速度、密度和桨叶的翼型配置、弦长分布和扭转分布等气动布局参数决定。气动布局参数的综合影响决定了共轴刚性旋翼的的升力偏置量。了解前飞速度和升力偏置量对前飞性能的影响规律有利于设计更适合于高速飞行的共轴刚性旋翼。因此,本文通过求解可压雷诺平均N-S(Reynolds-averaged Navier-Stokes,RANS)方程对4 m直径的由两副2片矩形桨叶旋翼构成的共轴刚性旋翼模型的前飞流场进行了数值模拟,获得了不同前进比下的气动力并对不同升力偏置量下的旋翼性能进行了对比。数值模拟结果表明,随前进比增大,桨叶展向拉力分布更加趋于合理,拉力中心向桨叶中段移动,可以充分给桨尖卸载;旋翼升力主要由前行侧桨叶提供,升力偏置量过大容易产生激波诱导失速,不利于高速前飞。     

航空发动机螺栓连接载荷与结构参数对连接刚度影响规律

从航空发动机复杂螺栓连接结构的特殊性出发,根据不同连接形式的螺栓连接结构轴向应力分布,提出了航空发动机复杂螺栓连接结构的连接刚度理论表达式,并进一步研究了航空发动机螺栓连接载荷、结构参数对连接刚度的影响规律。研究结果表明:当螺栓个数n在4~30之间变化时,双层的无量纲连接刚度K在8.9~66.8之间线性的变化;当螺栓预紧力F_p较小时,无量纲连接刚度K随着螺栓预紧力F_p的增加缓慢增加,当预紧力F_p增加到27.5k N时,双层的无量纲连接刚度K为27,且趋于稳定;并且n,F_p对无量纲连接刚度K的影响还与锥形半角α有关。     

基于黎曼不变量守恒的轴流压气机反问题设计方法

基于一种全新的轴流压气机叶片反问题设计边界条件,发展了一种全新的三维粘性反问题设计方法。该方法以叶片表面静压分布作为输入的气动性能参数,叶片吸、压力面型线为设计对象。全新的反问题边界条件采用壁面边界处黎曼不变量守恒建立起给定的气动参数分布与叶片几何变化量之间的关系。由于计算过程中叶片几何构型不断发生变化,采用动网格技术对计算网格进行更新。为了验证方法的有效性,采用NASA Rotor 37作为算例,进行叶片返回试验,对叶片表面静压分布进行合理修改,通过反问题设计计算,设计出新的叶片几何构型。计算结果显示,反问题设计很好地满足了给定的叶片表面静压分布,正确地反映了设计意图。改型后的叶片吸力面逆压梯度有所降低,气流分离得到抑制,压气机流量、总压比以及效率分别提高了0.7%,2.2%和1.0%,验证了方法的有效性和正确性。     

端板对二维矩形风洞试验模型气动特性的影响

在节段模型风洞试验中,两端设置端板可以有效减小端部效应对风压分布的影响,从而保证气流在模型周围的二维流动,其中端板尺寸是影响端板效果的主要参数。为了明确不同尺寸端板对矩形断面气动特性的影响,以桥梁节段模型中最常见的3种宽高比（B/H分别为1、5和10）的二维矩形断面为研究对象,通过刚性模型测压试验,研究了端板尺寸对各模型的气动力、风压分布和斯托罗哈数St的影响。研究结果表明:模型的端部效应不仅仅对端部附近的风压有影响,对中间位置处风压的影响也不容忽视,设置端板是获得准确试验结果的重要保证;随着断面宽高比（B/H）逐渐增大,端部效应影响的程度和范围逐渐减小;随着端板尺寸的增大,模型背风面风压绝对值逐渐增大并趋向一稳定值;抑制端部效应的最小端板尺寸与结构的风迎角有关,风迎角增大,所需的端板也相应增大;有无端板对斯托罗哈数St也有明显影响。