航空发动机防喘扩稳构件效能优化的试验研究

为评估和优化发动机防喘系统的效能,采用温度畸变发生器作为逼喘装置,分别给出了某涡扇、涡喷发动机扩稳构件在不同组合方案下的试验结果。比较和讨论了防喘系统不同扩稳构件的扩稳效果。试验结果表明,发动机防喘系统扩稳效果最为显著的是采用短时切断燃油以及导叶、放气等调节手段,但其缺点会带来较大的推力损失和系统的复杂性;而采用切油加导叶调节的手段尽管扩稳效果不如前者明显,但其推力损失较小且系统易于实现。     

航天器发动机羽流对太阳电池板力及热效应仿真

文章将差分求解N-S方程与DSMC方法相结合,研究了航天器单台发动机连续工作时的真空羽流对航天器太阳电池板的力效应和热效应。通过求解N-S方程,获得发动机喷管的内流场;再以内流场计算结果作为模拟粒子入口边界条件,应用DSMC方法,在并行计算机平台上进行三维羽流场和力及热效应计算,得到航天器单发动机连续工作情况下羽流场对太阳电池板的力效应和热效应。文章以太阳电池板处于斜45°状态为例,对仿真结果进行了分析。     

中型空间环境模拟器真空系统的设计与模拟

探讨了用于舱外航天服性能实验的中型空间环境模拟器真空系统的设计和模拟。通过对低温泵的真空度及其抽速与液氦低温板温度的关系进行模拟,验证了真空系统设计的合理性。对中型环境模拟系统预冷采用开放式液氮以简化系统结构;对系统的主要部件液氦低温板和辐射挡板进行了构造分析和热负荷计算;分析了液氦低温板的凝结层对低温泵性能的影响。通过对液氦低温板温度场进行模拟及分析,对液氦低温冷凝面进行了优化设计与性能验证。通过对航天员氧消耗量的分析合理估算了航天员自身代谢产热,据此确定了中型空间环境模拟系统热负荷及液氦供应量。     

蜂窝夹层板BLE的一种增强型协同优化建模方法

弹道极限方程(BLE)是进行飞行器防护结构设计与空间碎片撞击风险评估的关键技术,基于超高速撞击物理实验数据对已知形式的弹道极限方程进行修正,是获得高可信度新方程的一种常用方法。为了快速准确地获取新方程,以国外131个碳纤维复合材料(CFRP)面板的蜂窝夹层板实验数据为对象,运用增强型协同优化(ECO)方法对Christiansen方程进行优化。结果显示增强型协同优化方法与穷举法的优化结果一致,并给出了计算效率提升比例。为考核修正后方程的适用性,利用铝合金面板的蜂窝夹层板的25个实验数据对修正方程进行检测,结果显示修正方程可以将总体预测率从68%提升至84%,安全预测率从76%提升至92%,绝对误差平方和从0.046 2下降至0.006 3,相对误差平方和从1.046 0下降至0.109 0。     

时变热辐射环境下高温合金蜂窝板三维热变形测量

轻质、高强和隔热性能优良的蜂窝合金板结构已广泛用于航空航天领域,其在模拟瞬态气动热环境下的热变形是高速飞行器热防护结构设计的重要参数之一.首先,用自行研制的红外辐射瞬态气动热实验模拟系统模拟与其服役环境类似的时变热辐射环境,用新型"主动成像"三维数字图像相关(3D-DIC)测量方法对高温合金蜂窝板结构试件在时变热辐射环境下不同时刻的三维热变形进行了测量.其次,为保证三维数字图像相关测量方法能有效实施,提出一种制作稳定的大面积高温散斑新方法,该方法制作的高温散斑能在整个实验过程中保持稳定,可作为高温变形的有效载体.最后,用Hoff等效刚度理论计算高温合金蜂窝板在稳态时的最大翘曲位移.研究结果表明:210 mm×210 mm的高温合金蜂窝板在单侧面辐射加热条件下其面内变形为均匀热变形,而离面变形为轴对称的翘曲变形,在900℃时其最大离面翘曲位移约为1.6 mm;Hoff等效刚度理论计算结果与实验结果相吻合.      

舰面飞机尾喷流对进气道温度场影响的仿真分析

舰载机在加力起飞时通过舰面安装的偏流板将高温尾喷流引向空中排出,避免了高温尾喷流损伤舰面工作人员和舰载设备,但一部分高温尾喷流与偏流板碰撞后的回流受发动机抽吸作用的影响,容易被进气道吸入,导致发动机推力降低,严重时诱发发动机喘振,危害舰载机的使用安全。为了获得高温尾喷流与偏流板碰撞后的回流场流动机理以及参数影响规律,采用数值仿真分析方法开展了研究。首先,通过公开的试验数据验证了仿真分析方法的准确性;然后,完成了舰面环境下某型舰载机双发尾喷流冲击偏流板后的流动机理和温度场特征分析,获得了高温气体被进气道吸入的动态流动特性和进气道出口的温升率;最后,通过研究发动机转速不对称、来流风速、尾喷口到偏流板距离等参数对进气道出口温度畸变强度的影响规律,获得了尾喷口到偏流板的距离对回流场整体强度与分布起决定作用,以及进气口的位置影响进气道抽吸流场与回流场的耦合特性这一结论。     

iGPS系统与经纬仪测量系统联合测量方法研究

iGPS测量系统凭借建站方便快捷、测量速度快等优势,已经在国内外航空航天制造等大型工业设备安装和检测领域有广泛的应用,而航天器测量任务中大量的立方镜准直测量工作则只能由经纬仪测量系统完成。由于经纬仪测量系统点坐标测量效率偏低,需要将iGPS系统测量点通过经纬仪系统转换到立方镜坐标系下,实现两种坐标测量系统的联合测量。基于上述需求,研究了两种系统的坐标系转换方法,提出了利用标定板实现转换的方法,分析了原理与转换过程,并通过实验验证了可靠性和精度。     

热气防冰系统内表面弦向传热性能衰减规律

利用反向热流法实验研究了弦向3排射流喷口,且中央喷口正对前缘驻点结构下射流冲击热气防冰系统前缘内表面的局部传热特性。重点研究了喷孔射流出口雷诺数Re_j、笛形管相对于前缘的距离与孔径比Z_n/d、射流冲击驻点区弦向弧长与孔径比r/d对冲击前缘靶面的局部传热性能分布的影响。实验中Re_j范围为2.5×104~1×105,Z_n/d范围为1.736~27.5,r/d范围为13.21~61.5。结果表明,局部传热性能分布曲线为从驻点开始向两侧衰减的钟形曲线,包括稳定段、下降段和结束段3部分,其中稳定段只受参数r/d的影响,而参数Re_j、Z_n/d和r/d均能够明显影响下降段的下降速率,参数r/d则几乎不会改变下降段的总下降幅度。总结了此类喷口结构下射流冲击前缘换热性能衰减分布曲线的通用实验关联式,以指导防冰系统的设计和热性能的评估。      

侧边边界条件对铝合金加筋板轴压性能的影响

工程实际中,飞机加筋板结构受到梁或墙限制而呈简支状态,侧边受约束的高强铝合金加筋板在轴向压缩时,表现出与侧边自由加筋板不同的压缩特性。本文就此问题进行了试验和数值模拟研究。轴压试验中,通过影像云纹和应变计监测试验件屈曲及后屈曲过程。基于ABAQUS软件建立有限元模型,采用含韧性损伤和剪切损伤的Johnson-Cook本构模型,研究不同侧边约束下加筋板轴压特性。计算结果与试验结果相吻合,研究表明:侧边简支加筋板蒙皮同时发生失稳,而侧边自由加筋板侧边蒙皮首先发生失稳,侧边自由加筋板失稳载荷虽远低于侧边简支加筋板,但其结构破坏强度仅下降约9%。