高超声速飞行体亚密湍流尾迹RCS特性的相似规律研究

再入或临近空间高超声速飞行器在大气层中飞行时,会形成等离子体绕流和尾迹,将严重影响飞行器的电磁散射特性,从而使得临近空间高超声速飞行器表现出与大气层内常规飞行器和大气层外轨道飞行器在电磁散射特性上的明显不同,对飞行器的探测、跟踪带来新的挑战。弹道靶是高超声速飞行器尾迹电磁散射特性研究的重要设备,为了由弹道靶试验结果外推出真实飞行条件下亚密湍流尾迹的RCS,本文从高超声速流场模拟的双缩尺率和亚密湍流尾迹RCS模拟的Born近似出发,推导出真实飞行条件下和地面弹道靶试验之间亚密湍流尾迹RCS模拟的一种相似规律,推导结果显示当D1/D2=η,V∞1=V∞2,ρ∞1/ρ∞2=1/η,ω1/ω2=λ2/λ1=1/η时,雷达散射截面服从σ1/σ2=η4的相似规律。推导出的相似规律可以为超高速飞行器亚密湍流尾迹RCS研究提供技术支持。     

绕圆头回转体通气空化流型的实验研究

为了深入了解通气空化流动现象,利用高速全流场显示技术,对绕圆头回转体通气空化流型进行实验研究。结果表明,重力效应和通气量对通气空化的多相流流型起主要作用。定义了弗洛德数和通气率两个无量纲数,将绕圆头回转体通气空化分为5种多相流流型,即透明空泡、透明气弹、透明分层、水气混合以及半透明水气混合。流动参数对流型的影响分为2个阶段,即重力起主要作用阶段和重力效应不明显阶段。在重力起主要作用阶段,通气率一定时,随着弗洛德数的增大,附着弹体的空泡倾斜程度变小,弹体上表面的断裂空泡转变为贴着弹体壁面的稳定空泡;弗洛德数一定时,随着通气率的增大弹体上表面断裂空泡的尺度不断增大。在重力效应不明显阶段,通气率一定时,随着弗洛德数的增大,雷诺数变大,流场的湍流强度增大,空泡尾流区域水气交换的程度加剧;弗洛德数一定时,随着通气率的增大,通气空化数减小,绕弹体的云雾状空泡逐渐转变为透明空泡。最后,进一步分析了重力影响下透明空泡脱落的非定常过程,以及反向射流作用下云雾状空泡交替脱落的非定常过程。     

基于全报废模型的航空发动机叶片报废率预测方法

基于航空发动机叶片的全报废数据,建立了发动机叶片报废率威布尔分布模型,并运用中位秩的方法对威布尔模型的参数进行了求解。为验证所建立模型的有效性,运用某航空公司CFM56-7B航空发动机报废率数据对模型进行了验证,取得了较好的效果。所建立的报废率模型能够为航空发动机的送修目标确定、维修工作范围制定等提供理论的支持。     

中应变率下HTPB推进剂压缩力学性能和本构模型研究

为研究固体推进剂在中应变率条件下的压缩力学性能,在高应变率液压伺服试验机上开展了单轴压缩实验,并获取了温度范围为-40~25℃及0.40~85.71s-1应变率下HTPB推进剂的应力-应变曲线。结果表明,本文的实验方法是有效的,温度和应变率对HTPB推进剂的压缩力学性能影响显著。随温度降低和应变率升高,应力-应变曲线特性变得更加复杂,并与准静态下的应力-应变曲线特性有明显区别。压缩模量E和压缩应力σ0.17随温度的降低和应变率的升高而逐渐增加,且均与应变率具有相对较好的线性双对数关系。在低温和较高应变率的双重作用下,-40℃,85.71s-1条件下的压缩模量E和压缩应力σ0.17分别为25℃,0.40s-1条件下数值的10.64倍和4.25倍。基于时温等效原理,得到了HTPB推进剂的压缩力学性能主曲线,该主曲线能够对低温较宽应变率范围内推进剂的压缩力学性能进行预测。在朱-王-唐非线性粘弹性本构模型的基础上,构建了考虑温度和应变率效应的固体推进剂中应变率压缩本构模型,并采用遗传算法拟合了本构参数。通过不同温度和应变率下预测结果与实验数据的比较,验证了模型的有效性。所建模型能够较好地描述0.17应变以内HTPB推进剂的压缩变形,可为低温中应变率下固体火箭发动机药柱的结构完整性分析提供理论基础。     

航空动压式油气分离器分离性能的实验研究

为了研究航空发动机动压式油气分离器的分离性能,采用容积法判别分离效率,并以此为据对结构形式、筒体直径及长度、入口管倾斜角和出气管长度等因素对分离性能的影响进行了研究。结果表明:采用内置式出气管与切向出油管相结合的形式,可使分离性能达到最佳;实验工况范围内,大的筒体直径更易于油气分离;入口管倾斜角存在最佳值,其值在10°~15°;当出气管长度取0.2~0.22倍分离器长度时,分离性能最佳;分离器长度过长会降低分离性能,实验条件下选5倍筒体直径为宜。     

低含气率影响下圆柱动静压轴承特性分析

为研究低含气率条件下,温度和气泡含量对润滑油黏度的影响,采用涡轮油和氮气制备油气两相流,在不同温度下采集含气率和动力黏度,拟合得到两相流的黏度计算模型。针对带有深浅腔的圆柱动静压轴承,基于拟合的黏度模型,结合有限元法和有限差分法联立求解油膜Reynolds方程、能量方程及两相流等效密度模型,分析了不同偏心率下承载力、摩擦力、端泄流量、刚度、阻尼系数和失稳转速随含气率变化的规律。结果表明:含气率在2.50%以内,含气率越高,黏度值越大;不同偏心率下油膜承载力、摩擦力和动力特性参数均随含气率的增加而增加,端泄流量随含气率的增加而减小;计入两相流的影响使稳定性有所提高,失稳转速最高增幅为9.14%。     

陶瓷基复合材料力学性能计算及涡轮导叶宏观响应分析方法

针对涡轮导叶宏观热力学响应,将化学气相沉积工艺2D编织SiCf /SiC陶瓷基复合材料完成拉伸试验并将该试件进行分 割,对分割后的试样进行断面电镜扫描,测量统计细观编织结构参数,建立考虑缺陷位置和形状的代表性体积单元模型。采用细 观有限元方法,应用该模型计算得到SiCf /SiC陶瓷基复合材料的宏观弹性常数。结果表明：面内拉伸模量预测值比试验值低 4.4%,剪切模量预测值比试验值高7.8%。结合陶瓷基复合材料涡轮导叶的加工工艺,建立了材料分布映射模型,对导叶典型特征 结构件在给定热载荷下的宏观响应进行预测。结果表明：涡轮导叶典型结构加热段尾缘第1主应变预测值比试验值低5.5%。     

钛板刚度对钻削轴向力和出口毛刺的影响

针对弱刚性钛合金薄板钻削过程,从理论和实验两方面研究工件刚度对轴向力和出口毛刺的影响规律。考虑工件变形与轴向力的相互影响,建立弱刚性钛板钻削轴向力预测模型,求解工件变形带来的附加进给率,结合提出的毛刺厚度预测方法和高度累积判定式,实现工件刚度的影响规律分析,并设计以刚度和进给率为变量的钻削实验。实验结果表明,随着工件刚度的减小,轴向力曲线上升段延长、下降段缩短,最大值略微减小;而毛刺高度减小、厚度增加,类型从冠状变为均匀状。轴向力预测曲线与实验曲线趋势相符,峰值预测误差在8%以内;毛刺尺寸和类型的理论分析结果与实验结果具有一致性。工件刚度以改变实际进给率的方式影响钻削过程,因此弱刚性钛板钻削出口毛刺的抑制要综合考虑工件刚度的影响。     

动力对全机水滴收集率的影响计算

针对飞机在飞行中遭遇过冷水滴撞击并结冰现象,建立了适合于发动机带动力情况下结冰过程水滴收集率计算的三维数值方法和计算程序.其基本思路为:采用多块技术与SIMPLE方法计算空气流场,以流场分布的计算结果为基础,求解水滴相的控制方程,进而获得物体表面的水滴收集率.空气相控制方程和水滴相控制方程均写成典型输运方程的形式,采用一致的有限体积法离散求解,方便了计算程序的编制.对某型运输机巡航构型有/无动力条件的水滴收集率进行了比较计算,获得了不同直径水滴在飞机表面的撞击特征以及水滴收集率在飞机机翼、平尾、垂尾和发动机进气道唇口上的分布规律.研究表明:(1)发动机是否带动力对机翼、平尾、垂尾的水滴收集率基本无影响;(2)飞机带动力主要影响发动机进气道唇口处的水滴收集率,带动力后唇口的收集率比无动力情况高,水滴撞击范围增大,在进行防除冰研究和设计时需引起重视.     

平板压电除冰系统中压电元件排布规律研究

针对压电振动除冰方法在工程上的可用性,以平面铝板为研究对象,采用有限元模型和结构动力学分析的方法,对平板压电除冰系统中压电元件的排布规律进行了研究。以平板长度方向上的截面为研究对象,用有限元分析方法研究了二维压电耦合模型的模态振型,选取了长度方向上三阶模态振型为最佳除冰模态振型,并以此振型为后续三维模型的基础振型。针对压电元件数量、压电元件相对贴片数量和压电元件贴片集中度这三个不同的排布参数,利用三维压电耦合有限元模型,以冰层与平板交界面处的弹性应变作为激励效果的直接体现参数,仿真分析了压电元件在平板宽度方向上的排布规律。仿真结果表明：压电元件在宽度方向上排布在中间位置和边缘位置,对结构均具有较好的激励效果,压电元件的布局要避开宽度方向上弹性应变较小的位置,因此对于分布在平板宽度方向边缘的压电元件,仍然可以在目标结冰区激励出较强的振动效果;在相同的接触面积下,减小压电元件的相对贴片数量,提高压电元件的贴片集中度,均可以提高压电元件对平板的激励效果,因此在实际应用中,在尺寸和粘接结构情况允许的情况下,尽可能选择尺寸较大的压电元件;并且当曲面上压电元件的贴片范围被限制的情况下,适当提升某一方向上压电元件贴片集中度,可以提高对平板结构的激励效果。灵活结合压电元件排布规律,可以设计出可行的压电元件排布方式,为压电除冰系统的工程研究提供借鉴和参考。