基于实测数据的飞机平台动态温度预计模型

准确预计飞行过程中飞机平台诱发的温度,可以为提出机载设备环境适应性要求,开展环境适应性设计和试验验证提供更精确的输入。为此,对飞机舱室的热形成机制进行了研究;考虑多种因素对飞机各舱室热环境的综合影响,提出了一种基于实测数据的飞机平台动态温度预计算法;依据所建立模型,以平飞状态为切入点,用线性回归的方法估计并拟合了模型系数随高度、马赫数变化的函数;最后,对模型进行了修正及验证。模型验证结果表明,建立的动态温度预计模型可较准确地预计飞机设备舱内温度随飞行状态变化的曲线。误差分析结果表明,模型对某型飞机95%置信度下的预计误差不超过4.5℃。     

关于振动破坏机理和分析模型的研究

明确振动破坏机理和分析模型是进行振动寿命分析预计和建立验证性振动试验方法的理论基础，着重开展结构振动破坏机理和分析模型的研究，在将振动破坏划分为振动疲劳、一次通过和峰值破坏三种类型的基础上，分别建立了它们的分析模型，特别是论述了瑞利分布基础上一次通过和峰值破坏模型可以统一为一种，并得出另一种瞬时值比例破坏模型也与峰值破坏模型相一致的结论。     

基于深度置信网络的机载外挂振动预计方法

针对机载外挂挂飞振动环境与飞行高度、马赫数的非线性关系,提出了一种基于深度置信网络(DBN)的振动预计方法。从仿真的角度根据GJB 150.16A中的经验公式产生7 470组数据,分别建立线性回归、多项式回归和DBN振动预计模型,并优化网络隐含层节点数,对比分析了三种方法的方均根误差、平均绝对误差和平均相对误差。利用工程案例验证了DBN预计方法的可行性和准确性。结果表明:DBN模型能够充分表征外挂在挂飞过程中振动与影响因素的非线性关系,整体预计效果优于线性回归和多项式回归,且预计平均相对误差在2.24 dB左右,误差减小50%以上。该方法能够为机载外挂振动环境的预计提供一种新的思路,支撑航空武器装备的环境适应性分析、设计与验证。     

全转速系数矩阵降维重构的燃机不平衡量逆推方法

整机动平衡可大幅提高燃气涡轮发动机动平衡效率，但由于全转速范围内整机系统动力特性复杂，且结构的特殊性仅能够在机匣外表面测振，传统动平衡方法难以实现整机动平衡。为此，考虑全转速区间整机系统结构振动特性及分布式不平衡量的影响，通过仿真或试验获得全转速范围内各测点振动响应与各叶盘不平衡量间的响应系数矩阵，建立等效不平衡量逆推方程组。依据不平衡位置-转速-测点振动间的敏感性关系对全转速系数矩阵进行降维重构，获得优选配平位置、测点及转速的重构方程组，求得转子配平位置的等效不平衡量。典型双转子燃气涡轮发动机整机系统数值仿真结果验证了该方法的有效性。研究结果对实现燃气涡轮发动机整机动平衡具有一定的参考应用价值。     

转子振动故障的过程功率谱熵特征分析与定量诊断

针对传统旋转机械振动故障定性诊断的不足,提出了1种以信息熵理论为基础的转子故障特征分析与定量诊断方法。在转子试验台上模拟转子振动的4种典型故障,分别得到4个测点多转速下的振动过程故障数据;对这些故障数据进行分析和处理,提取反映其振动过程的故障特征——功率谱信息熵,建立能描述转子振动过程变化规律的多转速多测点下的故障信息熵矩阵,并对振动故障进行分析;通过对转子振动故障信号的实例计算和定量诊断分析,验证了该方法在转子振动故障分类和故障严重程度判断方面是可行的。     

基于动力学分析的发动机测振截面选取

研究了发动机测振截面选择的建模方法和优化算法。确定测振截面选择思路,建立转子-支承-机匣整机模型,计算正常和故障条件下转子动力学特性,并依据总体方案规定的传感器数目,确定测振物理量较大的转子截面或支承位置,完成振动传感器布置方案的初步确定。进一步提出测振方案优化方法,通过对实测数据进行分析,考虑实测信号的信噪比和信息冗余性,确定各测点振动数据有效信息量,判定测振方案是否合理,并选择机载测点。以某型发动机为例,设计监测点布置方案。结果表明:机载测点与该型发动机实际机载传感器测点位置相同,验证了测振方案的建立方法、优化方法和机载传感器选择方法正确可靠。单元敏感度越高,反映转子振动越明显。振动相似度越低,反映发动机整机振动特性越全面。研究结果为航空发动机测振截面布置提供重要依据。      

某燃气轮机试车中振动值渐增故障分析

某型燃气轮机在长试过程中发生压气机测点振动值逐渐增大,而涡轮截面测点的振动值无明显变化的现象.结合采取的排故措施,对支承刚度变化、联轴器不对中以及膜片联轴器对整机振动响应的影响规律进行了计算和试验验证,对故障原因进行了分析,认为振动异常的主要原因是整机支撑结构发生松动,进而导致联轴器不对中.     

对统一螺纹毛坯直径计算法的讨论

滚压螺纹毛坯直径的计算方法,除贵刊1996年第6期《辗压螺纹毛坯直径计算法———分析与对比》一文所述4种计算法外,尚有几种计算方法,例如ＨＢ6387-90《ＭＪ螺纹滚前毛坯直径》规定的计算方法。为便于比较,我们分别按机标、航标、ГОСТ标准和上海标准件二厂(简称上海标二)的计算式计算了5种常用规格的ＭＪ螺纹毛坯直径,见表1,并将我厂企标Ｑ/3Ａ60Ｓ-93、ＨＢ6387-90规定值和我厂车间推荐值列于表2。表1　常用规格ＭＪ螺纹毛坯直径计算值(4ｈ6ｈ)规　格ＪＢ/Ｚ203-83ＨＢ6585ГОСТ19256上海标二ｄ0ｍａｘｄ0ｍｉｎＴｄ0ｍｄ0ｍａｘｄ0…     

功能分析与失效物理结合的可靠性预计方法

 可靠性预计是产品设计、研发过程中的重要工作,全面准确的可靠性预计可以评价产品的可靠性水平,也可以为设计提供信息,指导设计。全面分析总结当前电子设备可靠性预计相关技术方法,以当前基于失效物理(POF)技术的系统可靠性预计方法中,并未考虑产品功能组成关系的缺陷为突破点,建立了一种以失效物理分析为基础,综合考虑电路功能组成关系的电子设备可靠性预计方法。该方法从电路功能出发,通过灵敏度仿真和主成分分析两种方法,确定对电路性能起主要影响的关键单元,再通过失效物理分析或统计规律明确单元的失效概率分布,通过混合分布获得系统的分布,得到系统可靠性指标。最后以某航空机电产品的电源电路为案例,对本预计方法进行验证。     

锯齿状桨尖旋翼悬停气动特性试验研究

从仿生学角度出发，结合旋翼空气动力学特点，设计了一种全新的具有后缘锯齿桨尖的模型旋翼。定性分析了锯齿桨尖的桨尖涡，以及对旋翼气动性能、振动特性、气动噪声的影响。在旋臂机上分别对矩形、尖削、后缘锯齿桨尖的模型旋翼进行了悬停气动特性试验。试验结果表明，锯齿桨尖旋翼的悬停效率有显著提高，振动及噪声水平比另两种旋翼有明显降低。试验验证了分割离散桨尖涡思想的正确性和可行性。进一步的试验研究正在开展中。     

复合型跨声速风洞AGARD—B标模设计与加工制造方法

提出一种内部嵌套金属骨架／外部光敏树脂快速成型制造复合型跨声速风洞模型的方法,以AGARDB标模为验证实例,介绍了复合型模型内部金属骨架与光敏树脂外形结构设计与加工制造方法,并完成了验证模型机翼金属骨架结构优化设计;对验证模型的强度、刚度校核与试验系统振动分析结果表明,在跨声速范围此方法基本可行。与金属模型相比,复合型模型减小了风洞模型重量,提高了模型一支撑系统固有频率,缩短了模型设计与加工周期。     

某型航空发动机机载振动监测点选择

为给出某型航空发动机机载振动监测测振点较为合理的选择方案,基于转子支承和传力特点以及该型发动机实测振动信号的分析对比,定性和定量分析了各测点振动信号对于结构故障的反映和敏感程度。得出三个测振点能够比较真实客观地反映该型发动机的振动情况,但对于不同部件的振动敏感程度各测点又有所侧重的结论。即前测点主要反映低压压气机的振动;中测点综合反映高低压转子的振动,对以高压压气机为主导的组合故障反应更为敏感;后测点主要反映低压涡轮的振动,一定程度反映高压转子的振动,对以涡轮部件为主导的组合故障反应更为敏感。结合13台次故障发动机试车台振动测试超限报警结果的统计,给出了机载测振点较为合理的选择方案。若采用单点测振应重点考虑后测点,若采用两点测振应一个为前测点,一个为后测点。     

机载设备可靠性试验实测振动数据归纳方法研究

根据产品可靠性大纲的要求，要制订可靠性验证试验计划，确定振动试验条件。由于可靠性验证试验的最大应力明显低于振动环境试验量值，这就提出了一个问题：怎样从实测振动数据来制订可靠性验证试验的振动条件。本文的目的就是研究机载设备可靠性试验条件实测振动数据的归纳方法。具体研究了：ａ．区域平均法；ｂ．峰值包络降低法，分直接下降６ｄＢ和９ｄＢ两种情况；ｃ．等效１／３倍频程带包线法。最后将这三种方法四种情况的结果     

曲面叶片三维工作变形连续扫描激光测试

提出一种曲面叶片三维工作变形连续扫描激光多普勒振动测试方法并应用于某压气机叶片的振动测试。将图像几何变换引入激光连续扫描,发展了一种适合曲面叶片这类非规则几何结构的激光连续扫描路径算法,使连续扫描激光振动测试应用于非矩形区域,并通过实验验证了其准确性。基于此测试方法,提出了曲面叶片三维工作变形的测试方法,研究了三维激光测试坐标分解原理。对某压气机叶片进行了三维激光连续扫描测试,获取了3600Hz内的前9阶模态,与商用三维激光离散点扫描测试模态振型的相关性基本在0.95以上,验证了三维连续扫描激光多普勒振动测试的可行性和准确性。连续扫描激光多普勒测试的效率高、测点密集,对进一步工程应用具有重要意义。      

固体发动机及火箭固有振动特性预估

用有限元方法计算了选用的固体火箭各级发动机壳体，药柱及整机固有频率和振型，并计算了火箭固有振动特性，为发动机冲击试验，今后的模态和振动试验提供了参考数据。这些数据是选择测试设备及量程，激励方式及位置，测点布置及试验夹具设计等测试技术所必需的。     

改进堵孔法在主燃烧室上的试验研究

为了简化主燃烧室流量分配的试验方法,对传统堵孔法进行了改进,提出了一种采用参考压力损失与进口空气流量来建立流量特性曲线,之后通过求解线性方程组获得燃烧室流量分配比例的方法。通过在一扇形燃烧室上进行流量分配试验,验证了改进方法的可行性。研究结果表明:采用改进的堵孔法压力测点数最少为2个,能够有效减少试验测点和试验测量仪器的数量,不同测点位置测量获得的孔流量分配比例基本一致,在1%～4%参考压力损失范围内,不同参考压力损失对流量分配比例基本无影响,改进堵孔法测得的流量分配比例在试验参考压力损失范围内误差不超过4%。     

飞机飞行振动预计技术

介绍了飞机飞行振动的主要来源和特征,分析了传统预计方法的不足,针对飞机飞行振动与高度、马赫数、攻角等飞行参数呈非线性关系的特点,提出了基于BP神经网络的飞行振动预计新技术,建立了预计模型,通过8组建模样本训练网络,确定了预计模型中的各个参数值。预计结果和实测飞机飞行振动信号比较分析表明:该方法预计精度高,验证了BP神经网络预计飞机飞行振动的可行性。     

基于人机工效的民用飞机中央操纵台中部区域设计

本文主要介绍了民用飞机中央操纵台中部区域设备的布置设计研究,为民用飞机中央操纵台设计提供思路和帮助。通过国外成熟机型和适航条款的研究分析,并利用人体三维运动仿真等方法,对中央操纵台中部设备的布置进行了深入研究,并提出了中央操纵台中部区域设备布置的优化方案。通过设备样件加工,邀请多名航线飞行使用库珀-哈勃评估方法对优化后的中央操纵台中部设备布置方案进行了机上评估,对优化方案的正确性和合理性进行了验证。     

模拟板全尺寸吹风试验技术

为了对某航空发动机流场畸变模拟板进行设计验证和修型，需要对其进行吹风试验，测取其在一定板后马赫数下的压 力分布。为此，通过进气和引射相结合的方式，在某试验设备上开展了模拟板全尺寸吹风试验，并进行了模拟板全尺寸畸变吹风 试验技术研究。针对模拟板板后马赫数计算方法、板后AIP稳态总压测点布局、板后测点小角度偏斜、板后测点轴向位置以及物 理/换算流量对畸变度的影响进行了试验。结果表明：在非回流区内板后马赫数采用总静压法进行计算的结果更接近真实值；板 后AIP稳态总压测点布局、测点轴向位置对畸变度测量有影响；板后测点小角度偏斜对畸变度测量基本无影响；综合压力畸变指 数随着换算流量的增大逐渐增大；在换算流量相同时，综合压力畸变指数不随物理流量的变化而变化。     

航空管路补偿器耐久性计算方法对比分析

本文研究了管路补偿器补偿位移疲劳寿命和耐久振动寿命的有限元分析计算方法。通过对某型管路补偿器有限元仿真计算结果和传统工程计算法计算的结果进行对比分析，研究管路补偿器补偿位移疲劳寿命的有限元计算方法，探索耐久振动寿命的有限元计算流程，并将结果同试验数据对比，以验证其设计方法的计算精度。结果表明，补偿位移的疲劳寿命有限元法的计算精度优于工程设计法；耐久振动寿命有限元法能够给出确定的振动应力分布情况，并预测出耐久振动寿命时间，工程设计法仅能计算出管路补偿器的自振频率，不能明确振动应力和寿命。