基于退化模型的失效机理一致性检验方法

有效的加速试验必须保证产品的失效机理不变。针对加速退化试验(ADT)可靠性建模的特点,提出了一种基于退化模型的失效机理一致性检验方法。以基于随机过程和基于退化轨迹拟合的退化模型为例,通过加速系数的2种等效定义分别建立了模型参数与失效机理不变的内在联系,进一步推导出其参数在不同应力下须满足的关系。在合理假定检验样本服从正态分布的基础上,利用t统计量对样本的一致性进行检验。通过2个ADT实例验证了所提检验方法的合理性与可行性。     

预置接触区长度系数的Spirac切齿调整计算方法

基于参考点处瞬时接触椭圆大体决定接触区长度的方法,提出一种切齿调整计算方法.根据奥利康刀倾半展成法(Spirac)切齿原理,建立摆线齿准双曲面齿轮的数学模型,得到了大轮齿面参考点处瞬时接触椭圆参数;在满足参考点位置、压力角和螺旋角的基础上,将刀倾角也作为迭代变量,并将接触区长度系数等于预置值作为新增的迭代条件,迭代求解切齿调整参数.最后以一对摆线齿准双曲面齿轮副为例,对比该方法与Spirac切齿调整计算结果,验证了该方法的准确性,并对不同预置接触区长度系数得到的齿面进行齿面接触分析.结果表明,该方法解决了反复调整刀倾角的问题,并通过精确控制大轮齿面接触区长度系数等于设计值,实现了对大轮齿面接触区长度的预控.     

基于非线性气动力的飞机飞行载荷计算

为了研究气动力非线性对飞机静气动弹性特性及飞行载荷的影响,发展了一种基于非线性气动力的飞机静气弹及飞行载荷计算方法。通过引入CFD计算结果,实现对线性方法中的气动力影响系数矩阵的非线性修正,采用模态法求解静气弹配平方程得到飞机非线性的气弹变形及飞行载荷。以某翼身组合体构型为计算算例,分别针对刚性模型和柔性模型,基于非线性气动力完成了飞机静气动弹性分析及载荷计算,并与线性结果进行了对比分析。结果表明,非线性方法可对大迎角范围内飞机静气弹变形及飞行载荷做出较合理的预测。     

涡扇发动机性能退化缓解控制与推力设定

为了补偿性能退化发动机的推力损失,减轻飞行员工作负担,提高推进系统的自动化程度,开展了涡扇发动机性能退化缓解控制(EPDMC)研究。针对某型涡扇发动机部件级模型设计了具备稳态控制、加/减速过渡态控制和极限保护等功能的基准控制器;在此基础上设计了外环推力控制回路,给出1种在多参数约束下的推力设定方法,并设计了合理的切换逻辑确保内外环控制器能协调工作。MATLAB/Simulink下的仿真结果表明:该智能改进控制系统架构可以在保证发动机安全工作的前提下,通过合理地设定期望推力,最大程度地补偿推力损失,维持油门杆角度和推力的对应关系近似不变。     

冲压发动机风洞引射器引射性能模拟

蒸汽引射器是冲压发动机试验台用来实现高真空度的重要设备,其工作环境复杂,性能优化较为困难。简化并建立蒸汽引射器的模型,通过Fluent软件对其工作情况进行数值模拟,分析工作状态下引射器内流场变化情况,并利用控制变量法分析引射器中水蒸气含量、工作流体压力、引射流体压力等工况参数对引射器工作能力的影响。通过与试验数据的对比,验证模拟结果的可信度。结果表明:引射流体流量增大时,引射器效率升高;引射流体中水蒸气从0变化到50%时,引射系数由0.45降至0.36。而当工作流体入口压力由1.07 MPa升至1.42 MPa时,引射系数由0.41降低至0.33;引射流体入口压力由12 kPa升至54 kPa时,引射系数由0.12升高至0.43,故在优化设计时应综合2个入口压力的影响。     

扰流片式推力矢量喷管气动特性数值模拟研究

为了满足工程应用中扰流片式推力矢量喷管控制率建模以及优化设计的需求,本文选取了三种几何外形的扰流片,并通过数值模拟手段,研究了扰流片几何形状对于轴对称喷管推力矢量气动特性的影响规律,提出了减小扰流片推力损失的设计方法。数值模拟结果表明,推力矢量角与推力损失系数都随着扰流片插入高度的增加而增加;对于矩形扰流片,可以通过增加扰流片宽度的方式减小推力损失,对于扇形扰流片,可以通过减小上圆弧圆心与扇形顶点距离的方式减小推力损失;在插入高度及面积一定时,对比不同形状的扰流片,弧顶矩形扰流片的推力矢量角及推力损失系数均为最大,圆形扰流片均为最小。     

机载产品标准化系数的计算方法与数据采集

依据机载产品特点,从产品标准化系数计算项目、计算公式、项目数据的确定原则、数据的采集与处理等几个方面,详细介绍了机载产品标准化系数的形成要素与系数计算方法,为准确计算机载产品标准化系数提供借鉴。     

超燃冲压发动机壁板振动对燃烧室性能的影响

为了研究超燃冲压发动机壁板振动对燃烧室性能的影响,以改进后的JNAL模型为研究对象,分别对上游壁板和下游壁板施加强迫振动,研究振动幅值、频率、波长对燃烧效率和总压损失系数的影响。对于本文的计算模型,结果表明:(1)壁板振动对燃烧室性能产生明显的影响,提高燃烧效率的同时也提高了总压损失系数;(2)对于上游和下游壁板振动而言,振幅和波长对燃烧性能的影响规律基本相同,燃烧效率和总压损失系数随振幅的增加而增加,最大增加幅度分别达到了40.52%和55.74%,随波长的减小而增加,且波长较小时,燃烧室性能变化较敏感;(3)对于上游壁板振动而言,随频率的增加,燃烧效率和总压损失系数先略有下降,后单调增加,但是,对下游壁板振动而言,随频率的增加,燃烧效率和总压损失系数先增加后减小,且当振动频率与下游流场压力脉动的主频率接近时,壁板振动对燃烧室性能的影响达到最大,燃烧效率和总压损失系数增加的幅度分别达到了75.42%和65.68%。     

双爆轰管脉冲爆轰发动机近场噪声特性的试验研究

为研究双管脉冲爆轰发动机近场爆轰噪声特性,设计了双管脉冲爆轰发动机爆轰噪声试验测试系统,对不同填充率、不同管间距下的爆轰噪声进行了测量。试验结果表明:随着传播距离的增加,爆轰噪声峰值声压逐渐减小。PDE管口附近,爆轰噪声峰值声压衰减速度最快;距离管口较远位置处,衰减速度逐渐减小。随着填充系数的增加,爆轰噪声逐渐增大,指向性逐渐变缓;距离管口400mm处,60%,100%和140%填充系数下峰值声压级依次为197.95,201.93和204.51d B。不同传播距离处,爆轰噪声指向性不同。当距离管口较近时,爆轰噪声最大值出现在0°方向;距离管口大于2m的区域内,最大值出现在30°方向。不同管间距情况下,爆轰噪声呈现出相同的指向性。管间距越小,爆轰噪声的指向性越明显。     

基于Ansys Fluent的近场翼尖涡数值模拟与分析

为了进一步研究飞机远场尾涡,提供网格分配及湍流模型的参考,并为整机模拟提供必要的参考依据,通过基于Ansys Fluent的数值模拟方法,研究了NACA0012机翼的近场翼尖涡流场,采用有限体积法求解不可压缩雷诺平均Navier-Stokes方程,其中雷诺应力项分别以S-A和Realizable k-ε模型封闭,模拟了近场翼尖涡卷起的过程,分析了机翼表面压力以及涡核参数,包括轴向涡量、涡核位置、涡核粘性等,并与风洞实验结果进行了对比。结果分析表明:基于局部O-网的六面体网格,RKE模型要优于S-A模型,与实验值更为吻合。