压气机失稳过程的幅值与频率理论研究

在压气机主动稳定控制与健康监控时,为了准确描述失速和喘振的幅值与频率特性,以压气机系统模型为基础,从动力学的角度,基于失速团的构成,应用模态波理论分析压气机失速行为;基于压气机喘振的一维振荡特性,应用强非线性理论分析喘振现象;通过分析推导并给出压气机失稳过程的幅值与频率理论描述。数值仿真表明:失速与喘振的幅值与频率是压气机特性、压气机结构参数与气流参数的函数,在失速过程中,模态阶数越低,其幅值越先出现并趋于稳定;扰动模态阶数越高,旋转频率越大;在喘振过程中,压气机出口节流系数越小,喘振幅值与振荡频率越大。     

局部贴敷黏弹性阻尼层圆柱壳振动频率与阻尼有限元分析

在引入黏弹性材料复模量模型和考虑圆柱壳弹性边界的基础上,研发了有限元程序来解决考虑频率依赖性的复合圆柱壳振动频率与阻尼的非线性计算问题。创建了一种4节点24自由度复合壳单元来模拟局部贴敷黏弹性阻尼层圆柱壳的力学行为,推导了单元的刚度及质量矩阵。提出由6个弹簧组组成的周向变刚度弹性约束模型来模拟圆柱壳底部的弹性边界条件。确定了复合圆柱壳的动力学有限元方程,并描述了用特征向量增值法求解其振动频率与阻尼的迭代计算过程。对贴敷ZN-1自由阻尼层圆柱壳进行了实例计算,结果表明：该算法的计算结果与实验测试值误差最大为369%,另外黏弹性材料的频率依赖性对复合结构固有频率影响小于001%,而对模态损耗因子影响最大为10947%。     

电子产品环境应力筛选指南

七十年代末期发展起来的高效应力筛选方法已被实践证实是提高电子产品可靠性的重要措施。所谓高效应力筛选就是用快速变温循环和宽带随机振动施加于产品,使之尽可能多地激发出产品的工艺及元件方面的隐患,以提高电子产品可靠性。它是根据六十年代美国阿波罗登月计划中所积累的成功经验发展起来的。     

英国标准 航空与航天系列规范BS 3G 100(1973)飞机设备的一般要求 第4部分:电气设备 第2节:射频和音频的电磁干扰

前言 本标准是英国航空与航天系列3G100标准中的一部分,3G100规定了对飞机设备的一般要求。英国标准3G100的第0部分为综合标准的序言部分。 在本标准的编制过程中,参照了有关国际规范,例如STANAG3516,RCTA发表的DO-138,MIL-I-6181D,MIL-STD-826A,MIL-STD-461和MIL-STD-462的要求。     

晶体管元件的老化筛选

晶体管元件的质量直接影响着电子仪表和设备的可靠性。以往,我厂电子仪表和设备使用未经工艺筛选的管子,由于管子的质量优劣差异很大,造成了较高的故障率。而现在使用工艺筛选后的管子,据统计,故障率下降到十分之一左右。我厂批生产中采用的工艺筛选是一种老化筛选,即将进厂的晶体管置于一定的环境和条     

基于ABAQUS的某型发动机涡轮叶片静强度及振动特性分析

应用ABAQUS有限元分析软件对某型发动机涡轮叶片的静强度和振动特性进行分析,得到了涡轮叶片的应力和位移分布云图,验证了涡轮叶片静强度的可靠性,得出涡轮叶片的各阶固有频率及振型,并绘制坎贝尔共振曲线图,计算涡轮叶片在发动机各工况下的共振裕度,对其发生共振的可能性进行了分析。根据静强度和振动特性的仿真结果,对涡轮叶片的维护修理和发动机试车等方面提出了相应建议。     

视觉辅助惯性定位定姿技术研究

在利用视觉系统辅助捷联惯性导航系统( SINS)进行定位定姿时,由于两者输出的位置表示方法不同,在信息融合时会存在匹配问题。以相对地理坐标系作为定位定姿系统的导航坐标系,重新对SINS进行了力学编排,分析了其误差传递特性,建立了相对地理坐标系下的状态方程模型,并利用Kalman滤波器实现了视觉辅助惯性定位定姿算法。仿真结果表明,方法避免了信息融合时位置匹配问题,同时降低了系统的计算量,满足了定位定姿系统的精度要求。     

低速冲击损伤对复材加筋板压缩性能的影响

对无损伤及含低速冲击损伤的复合材料加筋板进行了压缩试验,分别采用数字图像相关方法（DIC）、电测法对加筋板屈曲后屈曲行为进行了实时测量。试验结果表明：冲击损伤对屈曲载荷、屈曲模态影响不明显,对破坏载荷及破坏模式影响较大;相比于完好加筋板,含冲击损伤加筋板蒙皮纤维损伤沿着横向扩展,导致结构提前破坏,强度降幅达30%。随后,采用软化夹杂法对冲击损伤进行了等效简化,并基于改进的Tsai-Wu准则、二次应力准则建立了复合材料加筋板渐进损伤有限元分析模型,分别对完好及含冲击损伤加筋板压缩后屈曲失效过程进行了模拟。与试验结果相比,预测的屈曲载荷误差小于1%,破坏载荷误差小于6%,屈曲模态、失效过程及破坏模式均与试验结果一致。最后,基于有限元分析方法讨论了蒙皮上冲击损伤位置对加筋板压缩性能的影响,分析得出：冲击损伤位置对屈曲载荷、屈曲模态影响较小,对破坏载荷和破坏模式影响较大,特别是当冲击损伤位于长桁帽底蒙皮波谷时引起的强度降幅最为显著。     

航空发动机风扇叶片爆破飞断主动控制技术

为了实现在风扇机匣包容性试验中对叶片飞断转速的精确控制,开展了叶片飞断主动控制技术研究。提出了一种风扇 叶片爆破切割飞断的方法,进行了风扇叶片榫头的装药结构设计以及应用爆破技术的可行性分析;设计了遥控起爆系统,确保了 试验安全;根据静、动态双重验证的技术研究路线提出了详细的技术指标,使叶片飞出姿态满足试验器条件下包容性试验的技术 要求。结果表明：采用风扇叶片爆破切割飞断的方法顺利完成了某大涵道比发动机叶片在风扇机匣包容性试验指定转速下的爆 破飞断,叶片飞出的附加动能小于叶片飞失动能的0.05%,叶片飞断转速的控制精度在0.1%以内。验证了该项技术在试验器条件 下完成风扇机匣包容性试验的有效性,并为整机包容性试验奠定了基础。     

飞机壁板复杂载荷试验技术

针对火星表面低温大气环境下多层隔热组件隔热性能大幅衰减、不能满足火星车保温需求的难题,提出了一种新型、高效、轻质纳米气凝胶隔热装置设计方法,采用在真空和火星大气环境下导热率极低的纳米气凝胶为隔热材料,通过基于低导热复合材料的盒盖式局部支撑封装、气凝胶与结构间填充缓冲泡沫进行多余物过滤、铺设反射屏进行辐射漏热隔离、开设排气孔等设计方法,解决了力学性能增强、多余物控制、辐射漏热隔离、快速泄复压等工程应用难题,成功完成纳米气凝胶在祝融号火星车的工程应用。地面试验测试结果表明,1 400 Pa、二氧化碳气氛、25℃时纳米气凝胶隔热装置总导热系数低至0.008 0 W/(m·K),有力保障了祝融号火星车舱内设备在零加热功率补偿条件下在轨温度仍处于允许范围内。火星车纳米气凝胶隔热装置总质量为5.95 kg,仅占火星车总质量的2.5%。