基于多节点热网络法的航空发动机主轴轴承温度场分析

航空发动机主轴轴承温度场分析是发动机润滑系统热分析的关键。针对传统简单节点热网络法中轴承温度节点设置过于简化、人为设置轴承生热分配比例等问题，提出改进的多节点热网络法。基于Hertz热扩散理论，将轴承三元件分别划分为接触表面与主体两个节点，并以Hertz扩散热阻连接；轴承接触区设置油膜节点，加载轴承生热载荷，节点与轴承接触面之间通过油膜热阻连接；构建多节点轴承热网络模型，获得轴承内部更细致的温度场分布。研究表明，轴承表面温度显著高于其内部主体结构温度，而接触区对应的两个接触面之间也存在明显的温度差异，使用本文建立的多节点热网络法对滑油出口温度的计算误差不超过7%。     

推力室外壁机器人自适应焊接控制研究

针对推力室外壁焊缝坡口进行机器人焊接控制的研究,并基于主动式激光传感器获取坡口参数,通过建立坡口-参数-焊缝的模型来实现推力室外壁的自适应焊接,从而保证推力室焊接质量的一致性。在"静态"研究的基础上,进行推力室焊接过程"动态"坡口结构参数与工艺参数最优匹配的研究,建立了推力室外壁坡口自适应焊接参数模型。结合模糊控制算法搭建了焊接自适应控制系统,完成了推力室模拟件的焊接试验,验证了模型与自适应焊接系统的适用性。针对液体火箭发动机推力室专用S-06,1Cr21Ni5Ti等材料建立了热丝TIG焊接参数计算模型,可覆盖深度5～12 mm的推力室对接坡口。在SIMULINK平台下针对控制响应速度优化了焊接自适应控制系统的调节因子。自适应试验件焊缝熔合良好,X射线检测合格,强度均高于母材强度的90%。     

不同前处理方式对钛合金紧固件铝涂层附着力性能影响分析

系统研究不同涂覆前处理方式、不同附着力试验方法对铝涂层附着力的影响,研究发现:磷化、喷砂、蓝色阳极化前处理方式,均能满足各种附着力试验方法要求;而脉冲阳极化前处理方式则不能满足落锤及划格附着力试验方法要求,且脉冲阳极化膜层越厚,落锤及划格试验结果越不理想。     

非预混条件下的旋转爆轰燃烧室双波头演化过程数值模拟

针对旋转爆轰燃烧室双波头演化过程中流场结构变化的问题,对非预混条件下的旋转爆轰燃烧室从起爆到形成稳定的双波头过程进行了数值模拟研究。研究结果表明,从起爆到形成稳定爆轰过程,燃烧室主要经历了起爆、爆轰波对撞和稳定爆轰三个阶段；在爆轰波对撞阶段,首次对撞是两个爆轰波间的对撞,由于对撞点处缺少新鲜混合气,从而在对撞结束后衰减为两个压力波。第二次对撞是两个压力波间的对撞,因为在第二次对撞点附近存在新鲜混合气来支撑爆轰波的持续传播,故对撞结束后产生了一个爆轰波和一个较弱的压力波；第二次对撞发生后,燃烧室内的压力波反射叠加并形成局部高压区,此高压区压缩气体使气体温度升高,高温气体引燃混合气后,最终发展成为第二个爆轰波；稳定阶段,两个爆轰波均能稳定自持传播,爆轰波峰面压力可达1.45MPa,波后温度为2500K,爆轰波速度稳定在1738m/s,产生的推力与比冲分别为79.76N和2312.15s；斜激波的存在使燃烧室出口平面流场产生了较大波动。      

惯性静电约束推力器放电过程数值模拟研究

为了研究惯性静电约束推力器(Inertial Electrostatic Confinement Thruster,IECT)的放电原理和工作机制,采用漂移-扩散流体模拟方法,基于圆柱形惯性静电约束推力器的结构,研究不同栅网线直径、栅网个数、推力器尺寸条件下等离子体放电情况和阴极电压、背景气压对推力器放电的影响。结果表明:在所研究条件下,保证阴极必要的几何透过率的同时,适当增加推力器栅网个数可以提高喷射离子密度,减小羽流发散角;随着阴极电压和背景气压的增大,推力器喷射的等离子体密度增大。但是,压强继续增大会达到临界值,等离子体被约束在推力器内部无法喷出,即喷射模式无法运行,故阴极电压与背景气压对IECT均有较大影响。     

合金成分对TA15钛合金组织及力学性能的影响

为分析TA15钛合金成分的微小变化与显微组织和力学性能之间的响应关系,利用电子万能拉力试验机和分离式霍普金森压杆(SHPB)装置测量了4种不同成分TA15钛合金的室温准静态拉伸性能和动态力学性能,结果表明:Zr元素对室温拉伸强度性能影响微弱,随着主合金元素Al、V和Mo元素含量的增加,初生α相含量减小,次生α相片层较细,合金的强度提高,塑性下降;在临界应变率范围内,合金成分的微小变化对动态力学性能的影响微弱,提高主合金元素Al、Zr、V和Mo元素含量,有利于提高合金的临界应变率,且在此临界应变率下具有优异的动态力学性能;对于空冷条件下获得的等轴组织TA15钛合金,初生α相体积分数越小、次生α相片层较细时有利于室温抗拉强度、临界应变率和动态力学性能的提高。     

钛合金航空旋翼机在中国宝鸡试飞成功

近日，由宝钛集团控股的欧亚公司与澳大利亚TAG航空公司合作研发生产钛合金航空旋翼机欧亚001号试飞成功。钛合金航空旋翼机采用双座串联式飞机设计理念，     

导管装焊精确定位柔性辅助系统的设计与开发

针对运载火箭增压输送系统中的拼焊型管路产品，以实现管路产品焊接的柔性装配为最终目标，开展了装焊精确定位柔性辅助系统的设计与开发。根据拼焊型管路的传统制造模式，焊接装配是采用专用装焊工装保证导管的空间走向和总体尺寸，因而每项导管对应一套专用装焊工装，管路结构的调整将导致原工装的返修甚至报废，造成生产成本高且严重影响导管的研制周期，该问题在研制型号中尤为突出。随着型号越来越多，专用装焊工装数量也显著增多，给工装管理也带来了极大的挑战。本文通过装焊精确定位柔性辅助系统的设计与开发，以导管特征点的坐标为控制指令实现柔性装配系统按照装配要求进行精确走位和定位，以柔性化的装配系统实现不同规格、不同空间走向的拼焊型管路产品的焊接装配。     

基于断口分析的钛合金轮内部缺陷损伤容限

为进行某轮损伤容限设计,开展了裂纹扩展断口分析和仿真分析研究。由断口分析可知:疲劳源为一处内部自然缺陷;依据疲劳辉纹确定了裂纹扩展速率;在裂纹长度为2 mm附近,裂纹扩展速率明显增大,为第一、第二加载阶段转换区域;裂纹稳定扩展区裂纹长度与裂纹扩展速率呈双对数线性关系;应用列表梯度法和Paris公式法反推了第二加载阶段的疲劳寿命,与该阶段实际循环次数的最大误差是163%。裂纹稳定扩展阶段裂纹扩展仿真值与断口反推值吻合;非稳定扩展阶段仿真值与断口反推值的最大误差为-215%;基于以上研究,合理确定了某离心轮内部裂纹表面扩展停机检测周期。该类轮非稳定、失稳扩展阶段寿命占内部裂纹表面扩展阶段寿命的比例达248%~357%,因此准确计算具有重要意义。