服从不同分布的疲劳寿命分散系数分析

民机结构的疲劳寿命服从双参数威布尔分布,其分散系数与战斗机基于对数正态分布的疲劳寿命分散系数存在明显的不同.为分析疲劳寿命服从这两种不同分布时分散系数的区别和联系,导出了疲劳寿命服从双参数威布尔分布时的理论和试验用疲劳寿命分散系数计算公式;并从理论基础和数值计算结果两个方面,对服从对数正态分布和双参数威布尔分布的疲劳寿命分散系数进行了对比,所得的结论对确定民机结构疲劳寿命分散系数提供了重要的技术依据.     

固体火箭发动机真实流体输运系数的自动模拟

为缩短固体火箭发动机的研究周期、降低研究成本和揭示工作机理,需要对其工作过程进行三维数值仿真,但数值计算中许多物性参数如输运系数的确定存在困难,为此主要研究了适合于固体火箭发动机内高温高压下的多组分混合物输运系数的计算方法,并通过高级计算机语言管理数据库等方法实现自动计算,可准确快速地计算发动机内流过程中输运系数的变化,为真实模拟发动机的工作过程提供正确的物性参数。     

设计参数对扰流片操纵效能、铰链力矩和尾流湍流的影响

进行了确定某些设计参数对扰流片性能和扰流片流场特性影响的风洞试验。测量参数包括力、表面压力、在垂直扰流片上的油流谱以及用双分离膜风速计系统测量尾流压力、尾流速度和湍流参数。测量结果为扰流片各设计变量的影响，例如：在相同投影高度下扰流片的偏度、铰链线缝隙、下表面通风和下表面偏转片、扰流片的后缘切口和扰流片的孔隙率。铰链线缝隙、孔隙率、下表面通风和下表面偏转片可以用来减小控制死区趋势。对尾流湍流的研究表明某些改变可用来减小尾流中的峰值频率。     

CC型原表面换热器通道内流动与换热特性的数值研究北大核心

交错波纹板(CC)型换热器具有结构紧凑、换热效率高等特点,可满足间冷回热循环涡扇发动机对间冷器的要求。数值研究了CC型原表面通道内三维流动及换热特性,探究了上下波纹板交错角(θ)及雷诺数(Re)对流动损失的影响,表明阻力系数f随θ的增大而增大。详细研究了θ为90°时波纹板通道流动损失及换热特性,表明努赛尔数(Nu)随Re的增大而增大。θ为90°时,f、Nu的数值计算结果与文献结果较为接近。     

大型水陆两栖飞机吹气襟翼设计与分析验证

针对大型水陆两栖飞机的使用特点和指标要求,以原型机翼为基础,重点开展机翼附面层控制增升装置设计技术研究,设计了附面层控制的吹气襟翼方案.采用计算流体动力学方法作为初步设计的评估手段,全面分析评估了设计方案的气动力特性和流场结构,最后通过风洞试验验证了该方案的增升效果.结果显示该设计方案在较宽的吹气动量系数范围内,最大升力系数均有不同程度的增幅,在吹气动量系数约为0.2左右时,获得最大的升力系数增量约为1.0,按照原型机的滑流影响规律推算,当采用吹气襟翼的主动流动控制方案后,起降速度能下降约30%,达到了设计指标.      

指尖封严的转子轴心轨迹与泄漏特性的试验

对间隙、过渡、过盈3种配合状态的指尖封严组件的转子轴心轨迹和泄漏特性进行了试验.转子的轴心轨迹采用电涡流传感器进行测量,其测量结果表明:转速越大,转子轴心的偏移越小;在不考虑磨损的情况下轴心偏移对配合状态基本没有影响.由此确保了封严试验台的安全性和有效性.在此基础上,试验研究了转子转速、上下游压差以及封严间隙对泄漏特性的影响.结果表明:泄漏系数随转速增加略有减小;过渡和间隙配合时,在压差小于0.3MPa时泄漏系数随压差增加而增大,压差达到0.3MPa后,泄漏系数趋于平缓;过盈配合时压差对泄漏系数没有明显的影响;泄漏系数随封严间隙的减小而减小,随过盈量的增大而减小.      

涡轮叶栅端壁二次流动与换热的V2F模拟

针对低展弦比涡轮叶栅端壁区亚声速流动及换热,采用基于线性涡黏假设的V2F模型开展了数值模拟.结果表明：涡轮叶栅流动中存在马蹄涡、通道涡、压力侧角涡、吸力侧角涡等多种复杂涡系结构,其中马蹄涡与通道涡是涡轮叶栅二次损失的主要来源.端壁换热与马蹄涡及通道涡强度及位置直接相关,并呈现明显的分区特征.端壁极限流线结果显示,V2F模型模拟的端壁单马蹄涡分离线与实验结果吻合,优于SST （shear stress transport）k-ω模型模拟的端壁双马蹄涡分离线.V2F模型引入了新的湍流尺度,在马蹄涡及通道涡位置、端壁静压损失系数分布、叶栅出口总压损失分布及端壁Standon数分布等方面均与实验结果吻合较好,对叶栅气动损失及端壁换热有良好的预测能力.     

转子叶尖间隙形状对跨声速轴流压气机性能影响机理分析

为研究转子不同叶尖间隙形状对跨声速轴流压气机性能的影响机理,分别对平行式叶尖间隙进行渐变式和阶梯式改型 优化,并利用商业软件NUMECA进行数值模拟。结果表明：对平行式叶尖间隙进行渐变式和阶梯式改型优化后,压气机性能有较 大提高,改型后 0.204-0.408的各类间隙压气机性能优于 0.408-0.204间隙的。相比较平行间隙 PTC 0.204-0.204,渐变式 TTC 0.204-0.408和阶梯式STC 0.204-0.408的失速裕度分别提高1.12%和1.61%,峰值效率基本不变,同时近失速工况下的总压比和效 率也略有提高。叶尖泄漏涡得到抑制,间隙处的流体低速区明显减小,流动损失减小,流场得到较大改善。转子通道的总压比在 85%叶高处明显提高,分别提高了1.01%和3.13%。阶梯式叶尖间隙压气机的静子通道40%叶高处总压损失系数减小达75.4%。 对平行式叶尖间隙进行改型处理能够有效提高压气机性能,且阶梯式叶尖间隙比渐变式的对压气机性能提高的效果更加显著。     

采用平行构型变速控制力矩陀螺群的航天器姿态控制

研究了平行构型变速控制力矩陀螺群的控制律及其在航天器姿态控制中的应用。首先建立了以变速控制力矩陀螺为执行机构的航天器姿态动力学模型，并给出了全局渐近稳定的姿态反馈控制律。将每一对框架平行的陀螺作为独立的单元控制，引入了与控制力矩陀螺的框架运动相关的动坐标系，在此基础上给出了控制力矩陀螺的一种控制律。此控制律使陀螺群在奇异状态下仍具有可控性，并且力矩误差在动坐标系的某一方向始终为零，从而利用共轴的构型特点和陀螺转子的可变速性补偿控制力矩陀螺的力矩误差，使变速控制力矩陀螺群的输出力矩与期望的力矩相等。最后以双平行构型为例，对航天器的姿态稳定控制进行了数值仿真，并给出了一种控制力矩的分配方案。仿真结果证明了控制律算法的有效性。     

锤头体弹性振动跨音速气动阻尼系数的确定

通过研究锤头形运载火箭跨音速飞行时，箭体结构的弹性振动与气体运动的耦合效应，描述了用全弹模型的风洞实验和非定常数值计算、确定气动阻尼系数的技术和方法，分别给出了实验和数值模拟的结果，并对结果进行了对比分析。结果表明，在气动阻尼实验中，模拟低阶固有模态的前节点位置是非常重要的，该方法可以作为研究航天飞行器非定常飞动特性的一种方法。