飞机新原理电液自馈能刹车系统设计与优化

当前,传统飞机液压刹车系统普遍采用集中式的机载液压源作为动力,液压能通过能源管路传输到刹车作动器,整个系统零部件数目众多,管路布局复杂,由此带来的管路振动、液压油泄漏等问题突出,限制了飞机刹车系统可靠性和可维护性的提升。近年来,一种飞机新原理电液自馈能刹车系统被提出,将模块化的"自馈能装置"安装在机轮附近,回收机轮着陆时的旋转动能,并将其转换成液压能,用于刹车作动。提出了一种利用波浪曲面进行取能的专用取能机构,设计了自馈能系统紧凑型专用取能机构,研制了高可靠、低能耗、高抗污染的自馈能刹车系统原理样机,完全实现了自馈能,即使飞机失去全部动力也能正常完成刹车功能,使抗污染等级从NAS6级提升到NAS10级,可靠性和可维护性优于传统液压刹车。     

快速判断线性控制系统能控能观性的一种途径

介绍了判断线性控制系统能控性和能观性的一种方法,并提供了一种用 MATLAB 语言编写的快速准确判断线性控制系统能控能观性的软件。     

改性双基推进剂断裂能下限研究

为获得改性双基推进剂断裂能下限值,使用标准哑铃型试件、紧密拉伸试件和双边切口试件进行了不同拉伸速率下的单轴拉伸实验。实验结果表明:力与位移之间的关系可以反映三种试件失效形式的不同,失效形式决定了推进剂断裂能下限的获取方法。断裂能密度随拉伸速率的增大呈现出先急速上升后缓慢上升最终趋于稳定的过程。紧密拉伸试件和双边切口试件的断裂能密度明显低于标准哑铃型试件;当拉伸速率200mm/min时,紧密拉伸试件的断裂能密度小于双边切口试件,随着拉伸速率的增大,两者的差距越来越小,可将紧密拉伸试件的断裂能密度作为改性双基推进剂断裂能下限;当拉伸速率200mm/min时,紧密拉伸试件和双边切口试件的断裂能密度几乎相等,两种试件获得的断裂能密度均可作为改性双基推进剂断裂能下限。     

突加高能载荷作用下航空发动机结构动态响应及安全性综述

航空发动机在服役期间可能遭受鸟撞、叶片丢失等突加高能载荷的作用,造成发动机整机/部件动力学特性恶化和关键构件的损伤,危及发动机的结构安全性。本文从突加高能载荷复现方法与传递规律、突加高能载荷作用下转子/整机结构响应研究、突加高能载荷作用下关键构件损伤机理三个方面综述了现有研究工作,并针对近年来发展的抗突加高能载荷的安全性设计方法进行了探讨,最后分析了突加高能载荷问题的科学本质及发展趋势,为突加高能载荷作用下航空发动机安全性设计提供了重要参考。     

Ni-Al—Ta／Mo合金的层错能及影响因素

采用置换原子的热力学模型,计算了Ni-Al-Ta/Mo合金的层错能.分析了Ni-Al-Ta/Mo合金中各元素浓度及温度对层错能的影响.结果表明:Ni-Al-Ta/Mo合金的层错能随Al含量的增加而明显降低,其中,随Al浓度提高,合金中原子偏聚自由能(ΔGγ→εs)降低,可促进γ′有序相的形成是使合金层错能降低的主要原因.随Mo/Ta含量的提高,可引起置换原子自由能(ΔGγ→εb)降低,原子偏聚自由能(ΔGγ→εb)升高;随温度提高,Ni-Al-Ta/Mo合金中的置换原子自由能(ΔGγ→εb)增加,表明合金中发生原子置换需要外部供给能量,而引起原子偏聚自由能(ΔGγ→εs)升高,表明高温不利于溶质原子的偏聚.     

单元模态应变能变化率在旋翼大梁损伤识别中的应用研究

推导了单元模态应变能变化率的表达公式,通过对不同类型状况的模拟,得到了其单元模态应变能变化率。结果显示,无论对单一损伤还是多重损伤,单元模态应变能变化率都能准确地识别其位置。单元模态应变能变化率指标还可以在一定程度上反映损伤的程度。因此,该指标作为旋翼大梁损伤识别的参数是可行有效的。     

民机襟翼交联机构吸能元件的吸能特性

采用有限元分析与冲击试验相结合的方式对膨胀管与波纹管的吸能特性进行探究：通过数值仿真分析对吸能元件的试验过程进行初步掌握，同时根据冲击试验结果对试验设计的不合理之处进行修正；然后开展两种吸能元件的动态冲击试验，探究其吸能特性，最终比较分析有限元仿真分析与落锤冲击试验的试验结果，选择效果理想的吸能元件应用到襟翼交联机构上。结果表明：无论是从吸能行程、吸能稳定性还是吸能结构的设计考虑，波纹管都是最适合应用到交联机构中的吸能元件，该吸能元件比吸能大，吸能过程平缓稳定，吸收能量之后只有塑性形变但结构不发生破坏，同时吸能行程短，吸能结构简单，便于安装拆卸。     

含能工质激光烧蚀推进效率分析

为了分析在高能脉冲激光作用下,含能工质化学能对推进性能的影响,在实验的基础上,对固体含能工质激光烧蚀推进过程中的能量效率进行了初步分析。结果表明:含能工质自身化学能在激光推进中具有重要的作用;与火箭推进方式相比,固体含能材料激光烧蚀推进方式的能量利用效率更高。     

Carbon-Epoxy圆管件的静态吸能特征

Carbon/Epoxy复合材料可以用作理想的吸能材料。为了考察材料体系对结构吸能性能的影响,对一系列Carbon/Epoxy圆管件进行了静态吸能性能试验。试验结果表明,在基体种类相同的条件下,结构的压溃失效模式有很大的区别。材料的吸能性能不仅同材料性能关系密切,而且也受材料纤维方式影响。     

预设性能控制研究进展

介绍了预设性能控制的发展历程及研究现状,以具有一般形式的单输入单输出严格反馈非线性系统为例, 阐述了性能函数和误差变换的概念,分析了预设性能控制的基本原理。通过其应用实例说明,预设性能控制能够 解决工业生产、飞行器控制中的一些关键技术问题,因而有必要对预设性能控制方法进行深入研究。     

Investigation of Formation Process of the Chrome-free Passivation Film of Electrodeposited Zinc

The feasibility was investigated to substitute chrome-free passivation treatment of electrodeposited zinc in a titanium bath for chromate passivation treatment. The formation mechanism of the chrome-free passivation film was further analyzed. The surface mor- phologies and the elemental compositions of the treated samples with varied immersion times were observed by scanning electron mi- croscopy (SEM) and determined by energy dispersion spectrometry (EDS), respectively. The electrode potential of the sample surface was recorded in the film formation process. The changes of the electrode potential are in accordance with that of SEM and EDS of the sample surface. The results of X-ray photoelectron spectroscopy (XPS) show the chrome-free passivation film composed of ZnO, SiO2, TiO2, Zn4Si2O7(OH)2, and SrF2. The anode zinc dissolution and the local pH value increase due to the cathode hydrogen ion reduction process result in the formation of the chrome-free passivation film. The macro-images of the chrome-free passivation films formed on electrodeposited zinc show that the color of the film changes from blue to iridescence with the increase of the immersion times.     

推力矢量发动机燃气舵气动性能分析

采用六分力试验技术对某推力矢量发动机燃气舵的气动特性进行了试验研究。试验测得燃气舵舵片上的力和绕舵片转轴的力矩等参数。结合计算流体力学方法,采用非结构化网格技术对相应的燃气舵绕流流场进行了数值分析,计算结果与试验数据符合较好。计算还给出了舵片所受力和力矩随舵片偏转角的变化规律。所得结论对相关领域的工程研究具有较大的指导意义。     

水下高速射流气泡变化过程数值研究

为研究水下高速射流气泡变化规律,采用VOF(Volume of Fluids)模型分别对水下等温高速气体射流和热高速气体射流动态流场进行了气水耦合数值求解。其中热射流考虑了汽化因素对气泡内气流场的影响,数值模拟了气泡的形成、发展、断裂及融合过程,揭示了气泡中压力和马赫数等参数的变化规律,得出了水下点火初期的流场特征。研究发现:在相同入口压力下,热射流产生气泡的空间尺度比等温射流产生的气泡空间尺度要小;气泡发展过程中会出现颈缩,也可能断裂,断裂与否取决于气泡颈缩处内外压差,气泡的颈缩与断裂是产生压力脉动的重要因素,并决定了压力峰的位置和大小,气泡断裂位置越靠近喷管出口,压力峰值越大,该压力峰值会影响火箭发动机尾流场特性。     

航空直流起动发电机起动过程分析

航空直流起动发电机驱动飞机发动机起动要经历多次换路,分析了每次换路的物理过程,建立了起动过程的动态模型和状态方程。利用该数学模型计算了航空直流起动发电机的起动过程,所计算的物理量包括电流、转速、转矩等。按计算结果画出了动态曲线,使用软件MATLAB编程实现计算。     

逻辑分析仪部分参数测量结果的不确定度评定

介绍了逻辑分析仪部分参数测量结果的不确定度分析评定方法，评定过程及结论，可应用在对于计量标准进行相应指标的不确定度评定分析上。     

应用传感器仿真模型分析发动机控制系统故障

提出了基于MATLAB语方的传感器信真模型，针对典型故障在Simulink环境下对发动机及其控制系统进行了仿真。仿真结果与试验结果表明，该传感器仿真模型在弹用发动机控制系统的故障分析中可用于故障分析的定位。     

CFRP定心内齿槽的加工

以CFRP复合构件为研究对象,采用横刃减小的成形刀片对复合构件孔内定心齿槽进行加工试验,分析刀片横刃大小与走刀路径对切削力的影响规律。结果表明:刀片横刃的减小有利于切削力的降低,但横刃减小到0.5 mm时,切削力减小的趋势变缓;采用横刃为0.5 mm的刀片沿着齿槽轮廓一次进给完成齿槽加工的走刀方式,其单齿加工时间较短、切削力较小、加工质量较好,该种齿槽加工方案较为合理。     

三角翼受迫俯仰滚转耦合运动的气动特性研究

基于刚性动网格的技术,选用B-L湍流模型,利用有限控制体积法对N-S方程进行数值离散,对76°大后掠三角翼的受迫俯仰滚转耦合运动进行了数值模拟,在此基础上,对俯仰滚转耦合运动的气动力特性和流场结构进行了分析。计算结果表明:俯仰滚转耦合运动时,三角翼上表面的涡分布的非对称性将产生横侧方向的偏航力矩和滚转力矩,滚转力矩和偏航力矩随着滚转振幅角和滚转缩减频率的增大而增大,但对法向力影响不大。     

孪晶界对α铁力学性能影响的模拟研究

采用分子动力学方法研究在单轴拉伸载荷下孪晶界间距和孪晶界与拉伸载荷角度对纳米孪晶铁力学行为的影响。结果表明:纳米孪晶铁的屈服强度随着孪晶界间距的增大而增大,呈现反常的Hall-Petch关系;单晶铁中出现变形孪晶,此时其塑性变形以变形孪晶为主;弹性模量随孪晶界间距增大有轻微的增大;拉伸载荷与孪晶界不垂直时,屈服应力降低,变形方式则以去孪晶为主。     

飞行器径向连接螺栓振动断裂分析

应用有限元分析结合试验数据,获得随机振动环境下飞行器径向连接螺栓的载荷功率谱密度（PSD）;采用基于弯曲效应的载荷与应力的线性关系,获取螺栓头根部的名义应力功率谱密度;基于Dirlik经验公式,获取应力随机过程的峰值概率密度函数和预期波峰数,联合Miner线性累积损伤模型及经应力集中系数修正的材料S-N曲线,评估径向连接螺栓头根部振动疲劳寿命,获得的结果与试验螺栓头断裂现象符合,并确定螺栓断裂原因为低频共振疲劳。