航空发动机叶片前后缘自由式砂带抛光技术

由于叶片前后缘(LTE)的轮廓形状和表面质量将对航空发动机的气动性能和叶片的疲劳性能产生直接影响,因此为提高前后缘的轮廓度和表面质量,通过对目前航空发动机叶片前后缘抛光所存在的问题进行分析,结合叶片前后缘抛光工艺要求,并基于自由式砂带抛光的工艺特点,提出了叶片前后缘自由式砂带抛光工艺方法;针对该抛光工艺方法,建立其砂带张紧力控制系统,确定了抛光加工中的砂带走刀步长计算公式及抛光轨迹规划方法;最后以某型号叶片的前后缘作为加工对象进行抛光实验研究。检测结果显示:叶片前后缘轮廓度误差小于0.01mm,其表面粗糙度小于0.4μm,证实了该抛光工艺方法对提高叶片前后缘的轮廓度和表面质量的有效性。     

主流压力梯度对气膜冷却效率影响的数值研究

分别对收缩通道、扩张通道和直通道中亚声速主流条件下的气膜冷却进行数值模拟,对比分析了不同主流压力梯度、次流吹风比条件下的主流和次流流场、温度场特征。研究结果表明:引起气膜冷却效率变化和不同发展趋势的因素可归结为主流边界层厚度、主次流自由剪切混合程度、肾形涡的强度和位置等因素。相对于零压力梯度的主流条件,在吹风比较小(M=0.25)的情况下,主流的逆压力梯度一方面增厚边界层、增强了气膜射流对主流的穿透,另一方面减小了肾形涡的强度,综合作用的结果是气膜平均冷却效率提高了4.91%。在吹风比较大(M=2)的情况下,主流的顺压力梯度扼制主流边界层的发展、抑制气膜射流的穿透能力,降低肾形涡涡核的位置,从而提高气膜冷却效率达17.40%。      

冲压式翼伞气动性能研究

随着计算流体动力学(CFD)的发展、空投系统以及航天器回收过程对定点回收精度要求的提高,精确计算冲压式翼伞的气动参数必不可少。首先,采用有限体积元法求解N-S湍流模型的κ-ε控制方程,对NASA兰利研究中心采用的三维翼伞进行了气动性能分析,验证了方法的可行性;然后将该方法应用于某型翼伞中,分析了翼伞周围的绕流特性,得到了不同迎角来流条件以及伞衣后缘不同程度下偏的气动力数据,为翼伞系统的数学建模提供了准确的参数,从而克服了传统经验公式获得气动参数不准确的缺点。     

高精度圆锥倒角刀后刀面修磨方法改进

采用试切法对高精度圆锥倒角刀后刀面修磨,一次修磨合格率低于80%。通过针对使用试切法对倒角刀后刀面进行修磨的弊端进行分析,提出了改进方法。该方法通过理论计算获得万能分度头三个转角和刀具角度的关系,并具有规范的操作流程。对该方法进行了误差分析并进行了实验验证,证明通过该方法修磨的圆锥倒角刀锥角精度在±15′以内。相对于试切法,改进方法的锥角误差降低,稳定性大幅提高,操作时间大幅缩短。     

U型蜂窝夹芯前缘制造技术研究

为解决U型蜂窝夹芯前缘制造过程中常见的脱粘、铺层皱褶、蜂窝芯尺寸超差等技术质量问题,从调整蜂窝芯展开基准面、优化蜂窝芯热定型工艺、控制铺层滑移等角度入手、完善此类零件的制造工艺流程。经过多个典型件验证,零件表面平整,外形尺寸符合要求,内部无缺陷,研究结果给相似零件的制造提供了借鉴。     

三角翼大攻角分离流开缝吸气效应研究

分别采用数值方法和实验方法研究了大后掠角三角翼大攻角条件下,背风面开缝吸气对流场结构和气动力特性所造成的影响。数值模拟采用 Ｈａｒｔｅｎ Ｙｅｅ 的二阶精度隐式 Ｔ Ｖ Ｄ 格式和 Ｎ-Ｓ方程;实验采用激光蒸汽屏流场显示和应变天平测力技术。通过在三角翼背风面开缝吸气,抽掉低能气流,实现增升的效果不理想,同二维吸气涡控制增升效果相差很远,这主要是由于二维同三维分离产生机理上的差异所造成的。     

一种基于图像形态学的深空图像模糊复原方法

针对深空目标与空间相机相对运动造成的图像运动模糊问题,文章提出了一种基于图像形态学的运动模糊复原方法。首先运用图像形态学细化的方法消除图像中的冗余信息,快速提取图像中目标的特征;其次运用最小二乘法直线拟合方法对目标运动方向进行估计,再利用连通域划分结果对目标运动长度进行估计;最后采用约束最小二乘方滤波对退化模型进行逆推导运算来实现目标运动模糊复原。通过实验验证结果表明：文章提出的基于图像形态学的深空图像运动模糊复原方法能够正确估计运动模型参数,通用性强,易于在轨实现,可以处理目标与相机相对运动造成的运动模糊问题,在目标运动方向不一致的图像中取得了良好的复原效果。     

翼身厚度对小展弦比飞翼布局流动特性的影响

跨音速条件下,激波将导致大后掠飞翼布局出现激波/边界层干扰、激波/前缘涡干扰等复杂流动现象,对其流动特性、气动性能产生严重影响。本文采用数值模拟方法研究了跨音速时小展弦比飞翼布局流动特性随迎角的演化,并分析了翼身厚度对前缘涡流动的影响。计算结果表明:在无前缘涡区,翼身厚度在机头处引起侧洗作用,在尾部出现激波/边界层干扰现象,导致流动分离;在前缘涡发展区,翼身厚度的侧洗作用使飞翼模型前缘涡形成较晚,影响区域减小,但使其前缘涡发展较快,强度增大,在背风侧诱导的吸力增加,从而使前缘涡涡升力基本不变;同时,侧洗作用导致翼身背风侧激波位置前移,诱导前缘涡破裂,使涡破裂迎角大幅减小。本文研究为大后掠飞翼布局气动布局设计和流动机理分析提供了基础。     

超声叶栅前缘处的脱体激波预测

为了准确预测超声叶栅前缘处的脱体激波,以Moeckel法为基础,通过分析和公式推导,构造叶栅前缘处的脱体激波模型.首先对Moeckel法进行改进,提高均匀来流条件下的对称脱体激波逼近精度;然后再将Moeckel法推广到均匀来流条件下的非对称脱体激波逼近;最后结合超声叶栅流动特征,给出叶栅前缘处的脱体激波模型.将所得模型用于3个超声叶栅,预测叶栅前缘处的脱体激波形状和位置,并将预测结果与CFD软件求解结果进行比较.结果表明:在均匀来流条件下,改进后的Moeckel法能更准确地逼近对称脱体激波,并可用于逼近非对称脱体激波;由超声叶栅脱体激波模型确定的脱体激波形状和位置与CFD求解结果一致性很好.      

带中心锥航空发动机腔体电磁散射特性数值研究

为了研究中心锥顶角和电磁波入射方位改变对航空发动机腔体的电磁散射特性的影响,采用物理光学(PO)法和等效棱边电磁流(EEC)法,对带中心锥发动机腔体在C波段入射频率f=6 GHz下进行电磁散射计算。计算结果表明:在水平极化下入射角为4°~28°范围内,中心锥顶角30°的发动机腔体的雷达散射截面(RCS)值较小;由等效电流图上得到特定角度下发动机腔体散射强弱分布,为发动机腔体关键散射区域采取隐身措施以提高隐身性能提供参考。