高速拖曳水槽水动力特性及尾空化实验研究

介绍了作者发明的一种新型的窄通道高速拖曳水槽,对不同头型的方形及圆形截面的模型进行了高速拖曳实验,实验模型的最大速度可达约18m/s。通过高速摄影仪进行实时记录,对模型的运动特性以及空化尾迹特性进行了研究。实验结果显示,圆形截面模型的速度曲线更加稳定;对于方形截面的模型,头型为90°角的模型加速性能最好。     

海绵/橡胶适配器应力和变形模式的轴对称平面应变解析

海绵/橡胶适配器的应力和变形模式的解析方法是其力学理论研究的重要前提。基于轴对称平面应变假设,推导了海绵圆筒和橡胶圆筒的径向应力、切向应力和径向位移的解析公式;建立了位移边界条件下适配器受压问题的非线性常微分解析方程组,并通过数值模型仿真验证了解析公式推导的正确性;调整海绵/橡胶粘合面半径,研究了海绵层厚度比对适配器受压力学特性的影响。结果表明:数值模型和解析公式计算结果基本一致;适配器海绵层径向应力值和切向应力值相差不大,橡胶层切向应力高于径向应力约1个数量级,径向应力最大值位于适配器外表面,切向应力和径向位移最大值均位于海绵/橡胶粘合面;随海绵层厚度比增加,适配器应力和位移减小且减幅越来越小。     

旋转圆柱对翼型气动特性影响的数值模拟研究

采用数值模拟的方法研究了旋转圆柱对NACA0015翼型气动特性的影响,着重分析了前缘旋转圆柱转速比和缝隙大小对翼型升阻特性的作用规律以及不同安装位置的高速旋转圆柱结合简单襟翼偏转下的翼型气动力特性。结果表明,高速旋转的圆柱代替翼型前缘可以有效地抑制翼型背风区的流动分离,延缓边界层的发展从而改善翼型气动特性。前缘旋转圆柱理想的转速比在4附近,缝隙在2.5mm至1.5mm之间可以满足使用要求。简单襟翼结合前、后缘高速旋转圆柱情况下翼型的气动力特性可以比拟精心设计的多段翼型。旋转圆柱具有增升减阻效果显著,需要主动输入的能量极少等优点,是一种具有良好应用前景的边界层流动控制技术。     

高阻尼复合材料支撑筒结构设计与材料工艺

支撑筒用于运载火箭与卫星之间的连接,支撑筒的阻尼减振效果决定了卫星能否正常工作。T700S/AG80复合材料制备的某支撑筒无法满足室温阻尼性能要求。本文通过两种途径提高了支撑筒的阻尼性能,第一种途径采用环氧丁腈预聚物861340共混改性AG80环氧树脂,当861340含量为23%时,改性树脂的阻尼性能最佳;第二种途径是对支撑筒进行分段铺层设计。共制备两个支撑筒1#和2#,1#采用未改性复合材料,2#采用阻尼改性复合材料以及分段铺层,在纵向振动试验中,与1#结构振动响应相比,2#结构的响应下降了60.5%;在横向振动试验中,与1#结构振动响应相比,2#结构的响应下降了20.7%。     

大型铝蒙皮蜂窝夹层筒段成型模脱模工装设计

分析了筒段产品和筒段成型模的特点,提出用脱模工装实现筒段产品和筒段成型模分离的思想。通过分析脱模工装的技术难点和脱模过程可能出现的状况,介绍了模具的设计和脱模过程。实践表明,此脱模工装结构合理,能满足筒段成型模脱模的需求。     

端面边缘效应对缠绕管件轴压强度的影响

建立了缠绕管件三维有限元模型,通过应力分析发现轴压条件下缠绕管件受压端面存在明显应力集中现象,由此预测管件受压端面边缘效应会导致管件轴压强度下降,通过三维有限元模型对端头加强和未加强管件的轴压强度分别进行了定量计算,得出端头加强管件的轴压强度明显高于未加强管件的轴压强度。在理论分析的基础上,设计了缠绕管件轴压性能实验,实验结果对理论分析结果进行了验证。研究结果表明,对缠绕管件进行端头加强后,可有效减轻端面效应对轴压强度的负面影响,轴压强度可提高30%以上。     

浅谈A320系列主起落架外筒难加工点的加工方法

A320系列飞机主起落架外筒是形状不规则零部件,材料为超高强度钢,为难切削加工材料,一些孔径或者孔径的端面出现腐蚀后,需要镗削去除以满足CMM规定的修理要求.为解决此类难加工问题,本文设计了一种通用性强的T型非标BT-50铣刀,操作简单,成本效益高,大大提高了起落架维修能力.     

利用分区ALE算法数值模拟圆柱湍流涡致振动

用分区算法结合任意拉格朗日-欧拉法(ALE)数值模拟了圆柱湍流涡致振动.求解基于非交错网格系统,压力求解采用压力泊松方程提法,湍流模型采用标准k-ε模型和重整化群(RNG)k-ε模型.计算取中等雷诺数Re=5000、10000、15000、25000、50000等,质量系数M=10.阻尼系数ζ=0.00331,自振频率fn=0.18315、0.1628.计算结果表明:湍流涡致振动下圆柱时均阻力系数大于孤立圆柱绕流,而升力系数(振幅)值都小于孤立圆柱绕流.随着雷诺数增大,湍流粘性系数随之增大,但湍动能和湍流耗散率变化趋势不明显.对孤立圆柱绕流,研究结果与前人实验结果基本相符.     

适合机动飞行的旋翼气动模型研究

为改善对旋翼空气动力他轴响应的预测,在旋翼气动模型中引入时变的尾迹弯曲参数K_R,以体现机动旋翼的尾迹畸变效应.与已有方法相比,该模型的计算结果更为接近实验数据.还建立了动态尾迹畸变模型,并分析了计入尾迹收缩效应的必要性.结果表明,为了正确计算机动飞行中的旋翼气动力,特别是操纵的他轴响应,应当在模型中采用随状态变化的尾迹弯曲参数K_R.      

直升机主,尾桨自由尾迹相互干扰的数值模拟

本文给出了一种新的旋翼和尾桨干扰的数值计算了方法,通过对常值直升机肇翼和尾桨自由尾迹相互干扰的数值模拟,给出了干扰对旋翼和尾桨非定常气动力以及相应的非定常尾迹几何形状的影响,数值结果表明,悬停时尾桨叶面非定常压力脉动主要是由于在旋翼下洗流的诱导下,尾桨与其自身尾涡于干扰引起的,随着旋翼和尾桨间距的增加,旋翼对尾桨气运特性的影响逐渐减弱。