无轴承旋翼挥舞角与摆振角的测量方法与应用

在分析国内外资料的基础上,提出了一种在国内现有条件下可行且满足精度要求的无轴承旋翼挥舞角、摆振角的试验测量方法.其要点为先利用激光方法测得的无轴承旋翼静态位移-载荷关系得到角度-载荷关系,结合应变方法测得的无轴承旋翼旋转状态下的载荷,最终通过转换得到无轴承旋翼旋转状态下挥舞角、摆振角.基于CAMRADII软件的计算分析与试验结果具有良好的相关性,这表明该方法可行且具有较高的准确度.     

民用直升机客舱内饰设计浅析

从造型设计、色彩设计、照明的装饰设计、结构设计、材料的选择等角度对民用直升机客舱内饰的设计方法进行了分析,并提出对于民机内饰发展的几点想法.     

飞机舱门类部件气动载荷风洞试验研究

总结了飞机舱门类部件气动载荷的多种预测方法,并对舱门类部件载荷试验技术进行了讨论。在工程实践中,发现使用部件测力风洞试验和表面测压试验两种方法给出的舱门类部件关闭状态气动载荷相差较大。经试验验证,缝隙效应导致关闭状态下舱门类部件测力方法存在较大的误差,难以准确预计气动载荷。建议采用表面测压的方法给出关闭状态下舱门类部件的气动载荷。     

马赫数分布可控的基准流场灵敏度分析与优化设计

利用Isight软件对反正切马赫数分布可控的轴对称基准流场设计参数进行灵敏度分析,获得了设计参数对基准流场总体性能的影响规律,其中前缘压缩角和系数 c 的影响最为明显.针对该基准流场,建立了多项式响应面模型并在设计点进行三目标优化,得到了总体性能较优的轴对称基准流场.基于该优化结果设计了圆形进口的高超声速内收缩进气道并在 Ma=4~7进行数值分析,结果表明:进气道在设计点和非设计点均具有较高的压缩效率和良好的流量捕获能力, Ma=6和7时出口截面总压恢复系数分别为0.581和0.513,压比分别为20.01和24.73, Ma=4时流量系数达到0.880,说明该优化方法可行.      

短周期风洞中导叶表面压力和换热测量

在发动机典型雷诺数和压比状态下对一种放大导叶叶型进行了表面静压和换热测量.雷诺数对表面压力系数的影响较小,压比增大使压力系数减小,并且吸力面压力系数最低点后移.雷诺数增大时叶片表面传热系数增加,并且吸力面上边界层转捩位置提前.压比主要影响吸力面传热系数,小雷诺数时压比增大会推迟吸力面上边界层转捩点位置,大雷诺数且吸力面后半段为超声速流动时,增大压比使该区域传热系数降低.保持主流总温不变,叶片表面绝热壁温随叶栅压比增大而降低,相同压比下,叶片表面处于层流状态时绝热壁温比处于湍流状态时低.      

一种考虑复杂载荷和晶体取向相关性的镍基定向凝固合金疲劳寿命模型

针对镍基定向凝固高温合金疲劳寿命的晶体取向相关性,及定向凝固合金涡轮叶片使用过程中的复杂载荷问题,基于循环损伤累积(CDA)方法,引入方向函数修正,并综合考虑应力应变水平、应变比、保载时间及保载形式,建立了ω修正的CDA寿命预测方法。采用定向凝固高温合金DZ125的试验结果进行验证,预测结果与试验数据相比基本落在3倍分散带以内,显示出本文方法较好的适应性。     

端壁采用孔式抽吸对扩压叶栅气动性能的影响

为明晰孔式附面层抽吸技术对压气机叶栅气动性能的作用效果,实验研究了在端壁不同位置设置抽吸孔时对大折转角扩压叶栅壁面流谱、出口二次流及损失的影响。研究结果表明,端壁抽吸改变了原型叶栅内部流场结构,角区分离起始点前进行附面层吸除可有效延缓通道涡的形成,降低叶栅损失;分离起始点之后角区分离已经充分发展的位置不宜布置抽吸孔;相比较抽吸槽,采用抽吸孔可以通过更少的抽吸量达到相同程度地对叶栅流动性能的改善。      

复合材料梁腹板开孔补强设计及有限元稳定性分析

复合材料梁结构由于工艺性、维护性等要求,结构梁腹板中出现开孔不可避免,不同形式的开孔有着不同承载能力。通过对梁腹板结构不同形式的开孔在剪切载荷下屈曲分析研究,得到屈曲载荷,分析不同开孔补强形式对结构承载的影响,以期为梁、肋等结构开孔补强设计提供补强形式选择和参考。     

高超声速内收缩进气道轴对称基准流场改进

针对轴对称基准流场中前缘曲激波靠近中心体的部分激波强度过大现象,基于马赫数分布可控反设计方法,将这道前缘曲激波分解为一道较弱弯曲激波和部分等熵压缩波,改进的基准流场存在“四波四区”结构且压缩效率明显提高.基于该改进的基准流场和常规“两波三区”基准流场分别设计了圆形进口的内收缩进气道并对其流场特点和性能进行数值研究.结果表明:改进的进气道的流场能较好保持基准流场的特点;在来流马赫数为4.0~7.0范围内具有较高的压缩效率和良好的流量捕获能力,设计点的出口压比和总压恢复系数分别为17.56和0.540;改进的进气道采用来流马赫数从高到低前缘弯曲激波和汇集的等熵压缩波依次封口的设计概念,在提高流量捕获能力的同时减小了总压损失,总体性能优于常规进气道,来流马赫数为7.0时总压恢复系数相对提高了23.6%,来流马赫数为4.0时流量系数相对提高了5.7%.      

飞机结构型材压损应力的工程分析方法探讨

介绍了角元法、切割法和板元法三种飞机结构型材压损的计算方法。采用切割法和板元法对某型飞机机身长桁压损试验件进行了计算,结果表明切割法和板元法均为偏保守的计算方法,切割法偏保守4%以上,板元法偏保守11%以上。切割法的计算结果更接近试验结果,为提高机体结构效率,减轻结构重量,建议采用切割法进行工程计算。