基体特性对HTPB推进剂力学性能的影响

按工程生产工艺要求,制得hydroxyl terminated polybutadiene (HTPB)固化胶片,通过控制试验环境温度（-50、-35、-20、0、20、35℃）,得到了基于Prony级数形式的具有不同松弛特性的复合基体材料的松弛行为描述,为细观模型的建立提供了必要参数。随后基于分子动力学方法,结合具有内聚本构的黏接单元,建立了推进剂的细观计算模型。为验证所建数值模型的准确性,对固体推进剂在常温条件下进行宏观松弛力学试验,将仿真结果与试验数值的对比,试验结果与仿真结果相差在20%范围之内。最后对具有不同随机分布及不同基体松弛特性的推进剂细观模型进行有限元计算,结果表明:颗粒随机性不影响推进剂的宏观力学行为,而基体松弛特性显著影响固体推进剂的宏观力学性能,基体松弛特性获取环境温度与推进剂的宏观初始模量、延伸率以及强度均呈指数型关系。      

垂直/短距起降飞机的控制仿真技术

针对垂直/短距起降飞机的特点,通过在某型飞机上虚拟加装升力风扇系统,建立了垂直/短距起降飞机的动力学模型,提出了垂直起降阶段垂向、纵向、横向和航向的控制方式并完成了控制律的设计与验证。研究结果表明,所建立的垂直起降动力学模型能够描述垂直起降飞机的动力学特点,提出的控制方式和设计的控制律能够有效地控制飞机实现垂直升降、侧飞、偏航、前飞和后飞等运动,可用于垂直起降飞机的飞行品质、起降程序的设计和验证等相关方面的研究。     

三维非平面裂纹扩展参数化模拟方法

发展一种基于有限元方法（FEM）的自动模拟三维非平面裂纹扩展的模拟方法。该方法采用参数化建模的方式建立裂纹体,以镶嵌裂纹体的方式在结构中插入裂纹,然后通过有限元计算得到裂纹扩展参量,自动更新裂纹体从而模拟裂纹的扩展过程。通过模拟三个裂纹扩展算例,计算了裂纹扩展循环数,对比试验结果,误差分别为195%、161%、21%。结果表明:该方法能够模拟三维非平面裂纹的扩展并计算扩展寿命,具有一定的精度和适用性。      

基于一种新的均匀化实施方法的FRP刚度预测

基于一种新的渐近均匀化(AH)实施方法,预测并讨论了单向纤维增强复合材料(FRP)的宏观等效弹性性能及纤维排列方式对等效力学性能的影响。该方法方便地将有限元分析(FEA)软件作为一个工具箱使用,只需在单胞上施加简单位移周期边界条件开展静力学分析,即可经过简单计算得到等效弹性常数,相比传统均匀化实施方法显著降低了实施难度并简化了计算过程。通过对比不同数值方法的结果验证了该方法的有效性和精确性。数值结果表明:六边形排列下单向纤维增强复合材料呈现横观各向同性,而正方形排列下则呈现宏观正交各向异性,经过刚度平均化过程可得到横观各向异性材料性质,纤维体积含量对两种排列方式下材料等效弹性模量影响显著但有所差别。     

防冰疏水微结构表面的设计

微结构表面具有出色的防水自净性能以及减阻性能,但目前超疏水微结构表面设计制备思路欠缺系统性,很多制备方法也比较复杂,在工程实践方面缺乏指导性。从工程制备的角度,概述了微结构表面设计的经典理论模型和国内外对微结构几何设计的理论研究,探究常用工程材料的理论本征接触角,通过力学平衡分析方法计算仿真确定疏水微观结构几何尺寸、几何截面外形,提出截面线长度及尺寸系数两个疏水微结构设计的参数,归纳了设计疏水微结构的流程,为制备疏水微结构或微结构模具提供理论基础。     

航空发动机静承压件适航符合性验证方法

对《航空发动机适航规定》（CCAR33-R2）新增条款CCAR33.64（静承压件）进行解读与分析,结合试验设计法、数值模拟法开展针对航空发动机静承压件适航条款的符合性验证方法和验证流程的研究.提出针对CCAR33.64的符合性验证流程,并以某型航空发动机低压涡轮后机匣的模型为例进行验证.选取机匣的最大工作压力和1.1倍最大工作压力分别作为加载条件进行数值模拟,得出最大等效应力分别为453MPa和534MPa,最大机匣变形分别为0.366mm和0.432mm,不会出现永久变形或机匣破裂的情况,满足适航要求.验证了该流程的适航符合性,为制定航空发动机静承压件适航指南提供参考依据.     

基于冷态叶型生成叶片加工坐标的方法

建立了基于冷态叶型生成叶片加工坐标的方法,包括排序、插值加密、叠加位移量、去倒圆及端区叶型拟合等步骤.以某多级轴流压气机为例,应用该方法生成的加工坐标叶片除端区外主流通道叶高内误差在0.01mm以下,叶片表面波纹度和前后缘曲率良好.通过进口级的数值模拟表明:该方法生成的加工坐标叶片与冷态叶型的误差对气动性能影响小,流量-总压比-等熵效率特性变化微小,叶片进出口气流速度、方向及流场细节等变化较小,满足工程应用的需求.      

基于SVR选择性集成的机场噪声预测模型研究

机场噪声预测对机场规划设计、航班计划制定以及机场噪声控制具有十分重要的作用。针对机场周围各个监测点上的单飞行事件进行噪声预测。由于机场噪声数据的复杂性,用单一的SVR方法对其预测往往得出局部优化结果,不能达到理想的预测效果,针对这一问题,提出一种基于SVR选择性集成的机场噪声预测方法,通过Adaboost方法对机场噪声数据进行采样训练得到多个SVR预测模型,并结合一种排序方法对预测模型进行选择集成得到最终机场噪声预测值,取得了较好的预测效果。     

螺旋桨飞机滑流非定常数值模拟研究

采用非定常数值模拟方法,基于滑移网格技术,分析研究螺旋桨滑流对全机气动特性的干扰影响。用多块结构网格数值模拟软件,从搭接边界建立、搭接网格生成、流场插值传递3个方面对螺旋桨滑移搭接网格的数值模拟方法进行全面详细的介绍,并且阐述基于该技术的非定常数值模拟方法。在此基础上,开展螺旋桨飞机模型验证计算,分析研究螺旋桨滑流对全机流场和气动性能的影响,通过与风洞实验数据的对比分析,验证滑移搭接网格技术的可行性与准确性。研究结果表明,基于滑移搭接网格技术的螺旋桨滑流数值模拟,可以真实反映螺旋桨滑流流场特性,为螺旋桨类飞机的设计评估提供一种有效的数值模拟手段,在工程方面具有重要的实用价值。     

固体火箭发动机零维两相燃烧室压强计算方法研究

为了更准确地预估含金属燃料固体火箭发动机的燃烧室压强,在压强计算中考虑两相流的影响,从一维两相喷管流动的求解出发,通过两相平衡流模型、两相常滞后模型、两相等温流模型、颗粒定温模型等模型的简化,分别推导不同模型下喷管中两相混合物的流量计算公式,再把流量公式应用到发动机零维内弹道理论中,推导并简化得到零维燃烧室平衡压强的计算公式。把压强公式用于HTPB推进剂固体火箭发动机和铝冰固体火箭发动机的燃烧室压强计算,结果表明,当固体推进剂中金属含量较高时(如铝含量为21%的HTPB推进剂发动机),用传统零维燃烧室压强公式预估的压强与实验误差较大,而使用合适的两相流模型和对应的零维燃烧室压强计算方法,在HTPB发动机中,能把压强预估结果与实验的误差降低到6%以内。如果使用多维内流场计算的方法,燃烧室压强预测结果的误差将下降到2.5%以内。结论发现在含金属固体火箭发动机的燃烧室压强计算中,考虑两相流的影响是必要的,而使用两相流修正后的零维燃烧室压强计算公式能够快速、较准确地预估这些发动机的燃烧室压强。