液体燃料火箭发动机性能可靠性的统计评定

 一批液体燃料火箭发动机的性能指标X是。N（μ,σ）,σ²=σ_A²+σ_E²,σ_A²是发动机性能的台间方差,σ_E²是台内方差。设计要求是“μ∈[μ_L,μ_U]、σ≤B”。本文提供了根据发动机的试验数据,能否以置信度γ,判定批产品性能满足设计要求的方法。     

航空发动机H∞/LTR控制试验验证

 用半物理模拟试验验证了多变量鲁棒控制在航空发动机中的应用,给出了航空发动机中H_∞/LTR控制模块的设计过程及注意事项。从半物理模拟试验结果可见:与LQG/LTR控制器不同,H_∞/LTR控制器能在半物理模拟试验环境下稳定控制航空发动机;H_∞/LTR控制器具有优良的噪声抑制功能;基于包线内一点设计的H_∞/LTR控制器可适用于包线内其他区域的加力与非加力状态下的爬升、加速等仿真试验,验证了H_∞/LTR方法的鲁棒性。推进了多变量鲁棒控制设计方法在航空发动机中的实际应用。     

紧凑拉伸试样应力强度因子的统一公式

 本文通过简单的力学分析,导得了紧凑拉伸试样应力强度因子的统一的表达式（公式（5）,（7）,（8））,可以适用于相当宽的H/W和a/W的范围,与边界配置法结果相比,误差小于1％（大多数数据的误差小于O.5％）。 本文采用的基本函数K_b和K_s,均为Srawley^[1、2]等用边界配置法得到的结果拟合而求得的。在拟合过程中发现文献[1、2]内有五个数据异乎寻常,证实了文献[3]中重新计算的结果。 利用本文的表达式还可以方便地计算试样的柔度,结果也是令人满意的。     

表面裂纹产生和发展的研究

 本文研究了表面椭圆形缺陷产生疲劳裂纹的规律。结果表明:具有曲率半径为ρ的表面缺陷形成裂纹的寿命N_i=A(（p/△K₁）ⁿ,A=(a(ρ^1/2)^B。α,β,n是材料常数。不出现裂纹的门槛应力场强度因子△K_th和ρ有关。本文用“变载荷勾线法”研究了表面裂纹在拉伸疲劳和弯曲疲劳时裂纹扩展的规律。结果表明:拉伸疲劳时表面裂纹α向和c向扩展速率可用Paris公式描述,且和中心贯穿裂纹发展速率处在同一分散带内。三点弯曲疲劳时情况完全不同,这时用“二维法”来处理更为合适。本文也研究了表面裂纹疲劳扩展时形状变化的规律。结果表明:对三点弯曲,c/a+B/a=1士0.1（a是裂纹深度,2c是长度,B是板厚）。拉伸疲劳时a/c趋于一个稳定的值c/a=0.75士0.1。本工作表明,对浅的表面缺陷,形成宏观裂纹的寿命远比裂纹扩展到临界尺寸的寿命高。因此,对带伤构件进行寿命估算时必须考虑缺陷形成裂纹的寿命。     

航空发动机单机技术状态寿命控制及应用

提出了按单机技术状态确定在役航空发动机寿命的技术体系框架及相关管理手段,在航空发动机维修领域首次突破了传统的机群定时翻修理念,实现了寿命确定从宏观到微观的变革;应用这种新的寿命管理办法,有效地延长了多型发动机的使用寿命。     

离子注入提高铜合金耐磨性的初步研究

 本文对ZQSn10-2-3锡青铜表面状态为镀银和未镀银的两种样品,分别采用N₂⁺离子注入及（Ag+N₂⁺）离子束混合技术,进行表面改性,提高其耐磨性。并且用背散射装置、离子探针和扫描电镜对离子注入层进行了测试与分析。试验结果表明,离子注入及离子束混合样品,抗磨损能刀明显提高。     

镍掺杂对α-Al2O3烧结过程、微观结构及力学性能的影响

 首先采用非均相沉淀包裹法制备金属镍包裹α-Al₂O₃复合微球粉体,然后采用热压烧结制备了Al₂O₃/Ni金属陶瓷。通过X射线衍射仪（XRD）、扫描电子显微镜（SEM）、能谱仪（EDS）对复合粉体及热压烧结产物的成分和结构进行了表征,利用阿基米德法测量了复合陶瓷的密度,分别通过三点弯曲法和单边切口横梁法对陶瓷试条的抗弯强度和断裂韧性进行评估。研究发现：金属镍的引入活化了α-Al₂O₃的烧结,镍粒子均匀地分布在氧化铝的晶界上,增加了弱界面,提高了氧化铝的断裂韧性,最高可达7.62 MPa·m^1/2。     

不确定运行环境下航空发动机部件寿命计算

针对传统航空发动机部件寿命计算方法没有考虑发动机实际运行环境的问题,提出1种基于传感器数据的部件寿命计算方法。首先构建含有涡轮叶片热机械疲劳寿命模型的仿真系统,利用Monte Carlo仿真来获取不同运行环境下叶片寿命数据,采用威布尔分布计算叶片失效概率,得到叶片等效使用寿命。结果表明:运行环境对发动机部件寿命及失效概率有重要影响,而基于传感器或机载模型数据的部件计算方法可以有效避免传统计算方法的缺陷,将发动机实际运行环境纳入到寿命计算中,为寿命延长控制、寿命管理等相关研究提供精确的部件寿命。     

航空发动机寿命延长控制综述

传统航空发动机控制系统设计,只关注发动机性能,而寿命延长控制(Life Extending Control,LEC)将发动机寿命纳入到发动机控制系统设计要求中,以期在控制系统中解决寿命问题.在总结国外相关文献的基础上,简要回顾了航空发动机寿命延长控制的研究背景和价值;详细阐述了发动机寿命延长控制实现策略及其关键技术;并对航空发动机寿命延长控制结构进行介绍,提出多级延寿控制系统结构以解决控制器冲突问题;结合国内状况,针对发动机寿命延长控制技术给出一些建议.     

国外航空发动机关键件定寿和延寿方法分析

为获得航空发动机关键件的最大安全使用寿命,在国际航空领域开发了多种寿命评定方法。针对国外军、民用航空发动机通用规范对关键件的安全性要求,深入分析了5种定寿方法和基于裂纹扩展寿命、改进的统计方法、风险评估等方向研究发展起来的３种关键件延寿方法的原理、使用范围、使用条件以及安全性等问题。根据假设的轮盘试验结果,采用预定安全循环寿命法计算了轮盘的安全寿命,并分别运用改进的统计法和简化的风险模型进行了轮盘延寿的计算和分析     

军用航空发动机的可靠性和寿命

本文根据最新发表的英国军用航空发动机通用规范的有关内容,讨论对发动机及其零件的可靠性要求。并从可靠性要求出发,介绍确定发动机及其零件使用寿命的工程方法。内容涉及研制阶段的寿命设计要求,寿命设计和试验验证,发动机交付后的使用定寿和各类零件使用寿命确定的原则和方法。该方法用控制发动机翻修寿命和关键零件的允许使用寿命,来保证发动机的安全使用。由于对关键零件的可靠性要求特别高,而使其允许使用寿命的确定方法有别于其他零件,这也是本文的重点所在。     

现役航空发动机使用寿命确定和控制方法

本文介绍了在我国现役航空发动机定延寿工作中常用的使用寿命确定和控制方法,并分析了这些方法的技术特点和发展趋势。提出了只有根据航空发动机技术特点,综合地运用相关方法,才能最大限度地既延长发动机使用寿命又保障发动机的使用安全。     

基于概率的航空发动机飞行换算率改进算法

针对斯贝MK202发动机应力标准对零部件工作寿命评定中未包含各种随机因素的影响,考虑零部件疲劳性能参数的分散性和发动机整机载荷谱的随机性,将实测数据统计分析、零部件应力有限元分析以及蒙特卡罗模拟分析有机结合,提出了基于概率的航空发动机飞行换算率改进算法,以解释航空发动机零部件实际工作寿命存在的差异.经范例验证表明:确定性寿命评定方法的飞行换算率计算结果与改进算法下的平均值相当;对于单次飞行换算率,改进算法的单次飞行换算率平均值比确定性方法的计算结果小2%;对于综合飞行换算率,改进算法的综合飞行换算率平均值比确定性方法的结果小1%;且在改进算法下单次飞行换算率和综合飞行换算率服从正态分布.     

“直接式炉气渗碳及其可控性”一文的说明

 读了航空学报第7卷第4期上刊登的樊东黎同志对“直接式炉气渗碳及其可控性”一文的看法（以下简称“看法”）后,对所提出的问题解释如下: 一、关于试验条件 空气加有机液体直接式炉气渗碳的研究是在25kW井式渗碳炉内进行的。炉温采用可控硅PID自动调节,波动不大于±5°C。每炉都装有渗碳面积约0.8m²的低碳钢陪炉料。炉气组分用三台红外仪（CO、CO₂、CH₄）、氧探头（上海人民耐火材料厂及上海第二耐火材料厂产品）及色谱仪测定,用钢箔称重法测定炉气碳势。     

应变能-频率分离法及其应用

 应变能-频率分离法（SEFS）为频率分离法（FS）和频率修正损伤函数法（Ostergren M）的分析、综合与修正。SEFS法提出预测高温低周疲劳寿命的自变量为非弹性应变能、拉伸进程的频率（V_t）及拉压进程的时间比（V_c/V_t）,即用Ostergren公式中的损伤函数代替FS中的非弹性应变（△in）。并用这三种方法对国产材料GH33A（700℃）、1Crl8Ni9Ti（600℃）与国外九种材料及相应工艺的现有试验数据进行验证,结果表明,SEFS比FS和Ostergren M的预测能力有所改进。     

基于SWT模型的概率寿命分析体方法

为了研究大应力体积对航空发动机轮盘低周循环疲劳破坏的影响,提高轮盘概率寿命预估精度,针对应变体方法对中、长寿命轮盘预测精度不准的缺陷,提出基于SWT模型的概率寿命分析体方法。该方法以最大主应变平面为临界面的SWT模型为基础,结合考虑尺寸效应的体方法,且不需要进行平均应力修正。通过对某风扇盘进行概率寿命分析,得到的轮盘中值寿命与试验结果吻合良好,预测精度高于应变点方法、应力修正系数法得到的结果。表明基于SWT模型的概率寿命分析体方法可以用来预估航空发动机轮盘概率寿命。     

粗糙壁热交换实验研究

 本文介绍了来流马赫数5的条件下,典型球锥模型的粗糙壁热交换实验结果。模型头部半径R为27.4毫米,底部直径D为60毫米,对五个不同粗糙度的模型进行了实验。模型表面粗糙颗粒直径d分别为0、0.3、0.5、0.7、0.9毫米。风洞前室总压P_t为10～45公斤/厘米。,相应的来流雷诺数R_eD为（O.8～3.6）×10⁶。 实验结果表明:光滑壁模型表面是层流加热,驻点热流与层流理论计算值较一致。粗糙度的影响,在低总压条件下（10公斤/厘米）主要在于促使边界层的转捩和发展。随着风洞总压的提高,物面静压和局部雷诺数的相应增大,粗糙度对热流的影响才明显增强,而严重的区域在端头。在实验最大粗糙度和最大总压条件下（d=O.9毫米、p_t=45公斤/厘米。）,除驻点值外,热流与光滑壁层流驻点值相比(q_i/q_so)的峰值在音点区域且接近4,而在驻点,此模型有别于其它模型,较为特殊,比热流最大值接近6,看来这可能与驻点局部外形变化有关。     

四边Bézier曲面与三角B-B曲面的光滑拼接

 <正> 三角B-B曲面具有许多类似于四边B（?）zier曲面的性质,如果将二者结合使用,则可以处理比较复杂的问题,有重要的实用意义。最近,刘鼎元教授给出了四边B（?）zier曲面片G¹拼接的充分必要条件,并给出了G^拼接的两个充分条件:简单连接条件和升阶连接条件。本文将升阶连接条件用于四边B（?）zier曲面和三角B-B曲面的G¹拼接。结合使用简单连接条件,解决了在一般G¹连续的四边B（?）zier曲面中嵌入G¹连续的三角B-B曲面片的问题。     

航空发动机寿命控制体系和寿命评定方法

介绍了航空发动机"整机寿命+大部件翻修寿命+A类件安全循环寿命"的寿命控制体系根据危害性分类分层进行寿命控制和修理的优点。结合某型发动机寿命研究,阐述了基于大量实际使用、修理数据,通过领先使用、分阶段检查评估确定发动机总寿命的评定方法、标准以及可靠性、安全性、性能衰减等分析评估技术。这套寿命控制体系、寿命评定方法,精细准确、安全经济,在该型发动机寿命控制和修理工作得到有效运用,且效果良好,对其他型号发动机的寿命研究工作具有一定的参考价值。     

a-N（a-t）曲线三参数幂函数拟合法

 1.引言 目前已有多种拟合α-N曲线试验数据的方法,其中较为理想的是递增多项式（抛物线）拟合。但是,递增多顶式拟合只能进行局部拟合,仅考虑了某一数据点前后各n个数据点对该点的影响（一般n取2、3或4）,并未考虑所有数据点对该点的影响,另外,对最前面n个数据点和最后面n个数据点则无法进行局部拟合。本文采用文献建议的三参数幂函数N=β（α-α₀）^α,并结合文献中的相关系数优化法来拟合α-N曲线试验数据,该方法是对α-N曲线的所有数据点同时进行拟合,得到一条完整的α-N曲线,并且所求得的三个参