针对现有逆流控制矢量喷管结构,在喷管外套管尾部上侧沿切线方向,上壁面延伸1/3外套管的长度。通过降低延伸壁面与主流之间区域的压力,使主流在延伸壁面下方继续偏转,从而提高推力矢量角。相同设计工况下对原型喷管与单侧延伸壁面型喷管进行数值模拟,得到喷管内流场的压力系数和马赫数分布情况等。结果表明,增加的延伸壁面会影响推力矢量角,推力矢量角会随着抽吸压差的增大而变大,在抽吸压差为2.5 MPa时最大提高至3.09°。

气动力设计是单通道窄体客机的重大关键技术,对飞机性能影响重大。初步梳理和简要分析窄体客机的气动力设计技术,主要方法是典型机型的实例研究和相关数据统计分析和对比,内容包括机翼气动力设计、增升装置、翼梢小翼、CFD技术应用等。机翼气动力设计分析部分首先概述设计重要性和要求;之后给出典型飞机机翼气动力设计实例及主要参数统计数据,包括翼型、平面形状、飞机性能参数等;列出机翼内段-翼根区域气动设计、短舱-吊挂-机翼一体化设计等设计研究课题并简析。增升装置部分首先分析设计难点和问题,之后统计分析波音737和A320各代机型的增升装置设计,包括前缘后缘增升装置类型和主要参数等。翼梢小翼部分给出融合式小翼、双羽小翼减阻数据和展向升力分布改善图。最后简要介绍了波音公司、空中客车公司和我国CFD技术发展应用......

为研究某大展弦比无人机机翼在大攻角下的流固耦合特性,基于计算流体力学模型(CFD)和结构有限元模型(FEM)建立了复合材料机翼单向及双向流固耦合分析方法。首先利用Workbench中复合材料前处理模块(ACP)建立复合材料结构机翼三维模型以及机翼的流场分析模型并完成大攻角下机翼绕流分析,进行预应力模态分析;然后分别采用CFX-Static Structure和CFX-Transient Structure模块进行流场与机翼的单向稳态流固耦合与单向瞬态流固耦合分析;最后采用双向弱耦合的方法研究了结构动响应特性与气动弹性稳定性,并与单向流固耦合方法作比较。研究表明单向定常稳态结果相对于瞬态分析结果更加保守;用单向耦合方法求解获得的结果校核机翼结构强度较双向耦合分析是偏于安全的;双向耦合可获得更近似的数值解。本文研究对选取流固耦合领域分析方法具有一定参考意义。......

作为单向弯曲气动柔性关节重要弹性件和支撑件,弹性钢板属于薄壁件大变形、变载荷,常常出现塑性变形和疲劳断裂等问题,严重影响关节的使用寿命.为研究影响弹性钢板疲劳寿命的因素,采用有限元法分析弹性钢板使用时所受应力状态;通过疲劳试验,分析弹性钢板材料和表面质量对其使用寿命的影响.结果表明弹性钢板加工产生的表面变质层和裂纹降低了抗疲劳性能,改善钢板表面质量和轧制纹路使用方向能够提升42.48%的使用寿命.

随着碳中和碳达峰等政策的实施,建筑技术不断发展创新,具有工期短、效率高、绿色环保等优势的装配式建筑迎来了高速发展时机。装配式建筑采用构配件现场拼装,会留下大量拼装接缝,容易成为水流渗透的通道,因此装配式混凝土构件外墙在防水上具有先天弱点。密封胶作为装配式建筑外墙防水的第一道防线,接缝材料的选择尤为重要,目前用于装配式建筑接缝的密封胶产品主要有三大类力学性能较好但易污染基材的硅酮密封胶;强度高、耐撕裂但储存稳定性较差的聚氨酯密封胶;兼具前两者优点并具有较好涂饰性的硅烷改性聚醚密封胶(MS密封胶)。

工业生产中常见到很多单作用阀门,有薄膜式的,也有活塞式的,往往这些阀门经过长期的使用会出现弹簧弹力下降,阀芯、阀杆、齿轮或者曲柄机构卡涩等现象,从而导致阀门动作不及时或者不到位。当出现这类情况,而我们手头又缺少新的备件时,为了避免生产中断造成重大损失,我们就可将单作用阀门通过气路改造更换为双作用阀门。另外,当日常维保中,电动单作用阀门故障时无备件也可通过电路的改造将阀门更换为电动双作用阀门。

针对单作用气动阀,分别提出了绝热排气法和Kv法,对单作用执行机构的快速动作时间进行计算。介绍了两种计算方法的计算参数和计算过程,并对气动快速动作阀门的冲击应力进行了计算。采用Profiler控制阀诊断测试系统对样阀进行检测试验,与理论计算进行对比,试验结果表明本文的理论计算方法,可为单作用气动阀门的设计、选型提供可靠保证。

为探索平方和规划方法在弹箭非线性吸引域估计中的应用,对计及高阶静力矩的无控尾翼弹平面角运动进行多项式化处理,并开展了非线性吸引域估计,通过构造李雅普诺夫函数并利用V-s迭代算法,得到了精度较高的吸引域估计;考虑法向力系数、俯仰力矩系数、赤道阻尼力矩系数以及马格努斯力矩系数的非线性,利用平方和优化得到脉冲末端修正迫弹空间角运动的非线性吸引域估计,由此获得脉冲参数(脉冲冲量和轴向作用位置)的有效组合范围,据此形成脉冲控制弹箭的参数设计方法。研究结果表明,利用平方和规划方法估计弹箭角运动的非线性吸引域,具有较高准确性,将估计结果用于弹箭参数设计是可行和有效的。

针对高速运行条件下飞机弹射救生试验难题,全尺寸火箭橇试验是低风险、高费效比的研究手段。为确定气动力对弹射救生火箭橇工作状态的影响,本文建立了全尺寸双轨弹射救生火箭橇模型,在CFX平台上对比分析了k-ε、k-ω和SST这3种湍流模型对数值模拟结果的影响,结果表明湍流模型对计算结果相对误差小于1.5%。基于SST湍流模型,对弹射救生火箭橇橇体和座舱两部分的气动特性进行了数值模拟。结果表明亚音速和跨音速条件下,弹射救生火箭橇的等效阻力系数随速度的增加而单调递增,橇体和座舱阻力之比随速度增加呈现先减少后增加的规律;火箭橇橇体对弹射救生座舱舱盖的阻力、升力及压强影响均较小,两者计算误差小于16%,火箭橇流场对飞机座舱舱盖切割性能测试影响较小。在亚音速条件下开展了弹射救生火箭橇试验,实验结果与计算值吻合较好,验证......

与常规飞机相比,电动飞机在气动布局方面采用了更大的展弦比,在气动力作用下弹性变形更加明显。针对双座电动飞机风洞试验模型,采用计算流体力学/计算固体力学(computational fluid dynamics/computational structural dynamics,CFD/CSD)流固耦合方法分别计算了机翼有无弹性变形的气动力特性,并与面元法和风洞试验结果进行比较。结果表明,受弹性变形影响后升力系数增加,阻力系数减小,相同升力系数下的升阻比几乎没有变化,弹性变形对俯仰力矩系数影响显著,变形后的纵向静安定裕度显著提高。采用面元法计算气动弹性变形的方法计算高效,升力系数误差在10%以内,能满足工程实际应用;CFD/CSD流固耦合计算与风洞试验结果更接近,升力线斜率较风洞试验低7%;变形后的纵向静安定性随迎角有增大趋势,与风洞试验结果一致;弹性变形对机翼扭矩影响较大。