DD3单晶粘塑性行为实验研究

介绍ＤＤ３单晶粘塑性行为实验研究的部分结果。实验分别在７００℃，８５０℃，９５０℃三种温度下进行，实验项目有等应变率拉伸，等应力蠕变和控制应变幅的等应变塑塑性循环，试验发现，单晶ＤＤ３的屈服特性随温度、应变率、晶向而变化。ＤＤ３单昌的蠕变变形有明显的三个阶段特性，蠕变曲线形状和蠕变寿命与晶向和温度相关，ＤＤ３单昌在高温下存在循环塑性软化现象，这是由于塑性功损伤引起弹性模量下降造成的。ＤＤ３单晶的临     

单束STF强化Kevlar织物力学性能研究

高强度Kevlar纤维机织织物被广泛应用于发动机机匣包容上,剪切增稠液(Shear thickening fluid,SFT)被发现可以有效增加Kevlar织物的能量吸收能力。通过设计针对单束纤维束的相应加强片与夹具,在MTS材料试验机与霍普金森拉杆上开展室温下的(20℃)力学性能试验,得到单束纯Kevlar纤维与不同浓度STF强化Kevlar的准静态与动态拉伸力学性能。对比分析了准静态与动态试验下织物破坏形态和力学性能的区别,得到STF溶液浓度对弹性模量、应力极限与拉伸强度的影响,为STF增强Kevlar织物的动态响应分析提供参考。     

共轴刚性旋翼气动干扰特性风洞试验研究

针对共轴刚性旋翼上下旋翼间复杂气动干扰问题,利用4 m直径共轴刚性旋翼缩比模型开展了悬停及前飞状态风洞试验研究。试验中,采用两套六分量天平对共轴刚性旋翼的上下旋翼进行分开测力,并测量了相同操纵量输入时的孤立单旋翼气动力。通过分析双旋翼状态下的上下旋翼与孤立单旋翼的气动力的对比结果,研究了共轴刚性旋翼在悬停及前飞状态下的气动干扰特性。在此基础上,还进行了升力偏置对气动干扰影响的试验研究。结果表明:随着旋翼前进比的增大,上下旋翼之间的气动干扰逐渐减弱,共轴刚性旋翼的非对称气动干扰会使得双旋翼升力偏置增大。     

后加载正弯静叶栅气动性能试验研究

在环形叶栅低速风洞中采用扇形叶栅对某型超临界汽轮机高压级静叶栅进行了吹风试验.在0°、±10°冲角下测量气动参数沿叶高和节距的分布以及静压系数沿叶型的分布.试验结果表明:在叶片设计中采用"后部加载"叶型并与正弯叶片合理匹配,显著降低了叶型与二次流损失,获得了沿叶高气动参数分布比较均匀的出口气流.     

GE公司变循环发动机的发展

综述了GE公司自20世纪60年代至今所研制的5代变循环发动机(VCE)的发展历程、性能特点和结构特征。对第1代VCE的可调面积涵道引射器的结构及性能、第2代VCE的核心驱动风扇级的演变历程及结构特征和第5代变循环发动机的"叶片上的风扇"(FLADE)结构形式进行了详细描述,对目前已经研制成功但尚未工程应用的F120变循环发动机进行了介绍。     

考虑应力松弛的单晶涡轮叶片蠕变疲劳寿命预测

建立了民用航空发动机单晶涡轮叶片考虑应力松弛的蠕变疲劳寿命预测方法,该方法在热弹性蠕变有限元计算基础上,综合单轴等应变松弛模型及多轴应力修正因子预测全寿命周期内的应力松弛历程,应力下限取为一次应力.利用综合时间硬化隐式蠕变方程描述蠕变变形,结合损伤雨流计数法及Morrow方程计算疲劳损伤,基于Robinson法则的分段损伤线性累积方法计算全寿命周期内的蠕变损伤,总损伤达到临界损伤时获得蠕变疲劳寿命.通过对公开的单晶材料蠕变疲劳数据的分析,临界损伤定为0.5.结果显示,考虑应力松弛的蠕变疲劳寿命是不考虑应力松弛的45.6倍.为保证可靠性而兼顾经济性,叶片寿命预测时,可先有限元循环加载n个循环,再利用所提出的方法预测2n个循环内的应力松弛历程.      

NASA 二级轻气炮设备简介

随着人类航天活动日益频繁,地球轨道上空间碎片总数逐年增长。航天器表面空间碎片防护工作受到各航天大国的高度重视。航天器针对毫米级空间碎片主要采用被动防护方式。超高速撞击实验是防护方案设计工作的基础。NASA 在毫米级弹丸超高速撞击实验中采用的主要发射装置为二级轻气炮。本文对美国 NASA 和相关单位二级轻气炮设备及其未来发展趋势进行简要介绍,同时对我国相关单位超高速撞击实验设备进行分析,并对发展趋势进行讨论。     

固液混合火箭发动机技术综述与展望

介绍了固液混合火箭发动机的特点、发展历史和现状,结合我国航天发展情况,分析了固液混合火箭发动机在航天领域中的应用前景,指出了固液混合火箭发动机适合应用于探空火箭、小型运载火箭、靶标与导弹、亚轨道飞行器及载人飞船、助推器及上面级与姿轨控系统中,应用前景广泛。总结和介绍了北航固液探空火箭的设计方法和研制情况,分析了影响固液混合火箭发动机性能提高和应用的主要关键技术。     

进气畸变对变循环发动机气动稳定性影响分析模型

为了预估变循环发动机气动稳定性对周向进气畸变的响应,建立了进气畸变对变循环发动机气动稳定性影响分析模型.采用带源项的二维非定常欧拉方程描述变循环发动机内部的流动,根据部件特性计算源项,采用时间推进法求解方程组.利用该模型分析了周向进气畸变沿某变循环发动机流路的传递和该发动机的临界畸变指数,计算结果表明:该模型实现了对进气畸变影响变循环发动机气动稳定性的仿真;进气畸变经过核心机驱动风扇级后有显著的衰减;核心机驱动风扇级对进气畸变非常敏感,易发生失稳,是变循环发动机抗畸变的薄弱点.      

多操纵面无尾布局飞机横航向控制

通过风洞测力实验,研究了不同操纵面单侧作动和同步差动对无尾布局飞机横航向气动特性的影响.结果表明:在线性段,升降副翼和襟副翼正向单侧作动以及同步差动都具有一定的增升效果,全动翼尖单侧作动使得全机升力系数减小.操纵面作动对偏航力矩控制的规律性不明显,通过比较发现全动翼尖单侧作动对偏航力矩的控制效果要高于升降副翼和襟副翼作动.操纵面作动对滚转力矩具有较好的控制效果.升降副翼和襟副翼正向作动均会带来负的滚转力矩,舵偏角度越大负向滚转力矩越大.升降副翼作动对滚转力矩的控制效率高于襟副翼,全动翼尖作动对滚转力矩的控制效率较低.相比单侧作动,两侧同步差动可以提高滚转力矩控制效率.