一种参数化轻量化涡轮盘结构的CAD/CAE集成方法

针对一种轻量化涡轮盘结构的特点,分析了参数化CAD/CAE集成过程的文件与输入参数的关联性.编写C/C++程序,利用UG/OPEN API实现参数化建模,通过修改脚本并基于单向流固耦合算法有序调用CAE软件执行脚本的方式实现关联文件与输入参数关联,从而实现参数化涡轮盘CAD/CAE过程自动集成.程序运行效果显示,相比人工执行同样的一次CAD/CAE流程,该方法至少要快54min,说明了该方法有效提高了轻量化涡轮盘的设计分析效率.      

航空发动机寿命限制件工作边界系统级分析模型

针对提高航空发动机系统安全性的迫切需求,以发动机本质特征和探索性研究成果为依据,分析了寿命限制件工作边界系统级分析模型(systematic model for engine life limited parts operating boundary analysis,SMELLIPOBA)的必要属性及各属性对应的技术基础,总结了相关技术基础领域的研究进展,介绍了SMELLIPOBA的发展现状,展望了这一领域未来研究方向.得出如下结论:满足适航性设计需求的SMELLIPOBA需具备耦合性、动态性、不确定性、学科交叉、多尺度等属性,未来SMELLIPOBA的发展仍将以上述属性为主线.      

大型可展收支撑臂模态试验研究

大型可展收支撑臂具有低频、振动响应非线性的特性,文章对其模态试验进行了详细研究。通过有限元模型分析得到响应点和激励点的位置,采用不同的试验方法实施支撑臂的模态试验,对试验数据进行分析,得到支撑臂前6阶模态的固有频率、模态阻尼和模态振型。结合有限元方法对试验进行对比分析,表明试验结果可靠。该研究成果对太阳翼、展开天线等大型部件的模态试验也具有一定借鉴意义。     

载人月球车移动系统综述及关键技术分析

以载人月球车的发展和相关技术为对象,首先对国外载人月球车移动系统的概念设计进行了系统的综述,对载人月球车各种概念设计的特点进行了比较和分析,探讨了载人月球车的设计趋势;其次以阿波罗载人月球车移动系统结构为例,分析其移动系统的主要构成作为借鉴;然后从机构学、地面力学及动力学等方面在载人月球车研究中的应用现状进行了综述;最后提出了载人月球车移动系统的关键技术,指明了当前亟需解决的关键技术及难点所在。     

Time-triggered State-machine Reliable Software Architecture for Micro Turbine Engine Control

Time-triggered (TT) embedded software pattern is well accepted in aerospace industry for its high reliability. Fi-nite-state-machine (FSM) design method is widely used for its high efficiency and predictable behavior. In this paper, the time-triggered and state-machine combination software architecture is implemented for a 25 kg thrust micro turbine engine (MTE) used for unmanned aerial vehicle (UAV) system; also model-based-design development workflow for airworthiness software directive DO-178B is utilized. Experimental results show that time-triggered state-machine software architecture and development method could shorten the system development time, reduce the system test cost and make the turbine engine easily comply with the airworthiness rules.     

超高速转子系统动力学特性(I):无碰摩转子

为排查超高速转子系统碰摩故障原因,利用混沌、分岔理论,研究了无碰摩转子系统的动力学特性。以实际转子结构为对象:建立物理模型;由拉格朗日(Lagrange)法建立系统动力学方程;用四阶龙格库塔(Runge-Kutta)法数值求解方程;结合分岔图、轴心轨迹、相图、Poincare映射等手段,分析了无故障转子系统的动力学行为及系统参数变化对其动力特性的影响。结果表明:该转子系统动力学状态过渡过程不明显,在全转速域内,振动以高频低幅为主,高速时具有良好的动力稳定性;扭振特征不明显;质量盘之间的动力耦合效应较弱,有利于系统稳定性;对于单个质量盘,弯振和摆振具有同步性和耦合性,横向振动和扭振动力耦合效应较弱。研究结果说明,该转子结构在冷态条件下,不致在高速状态下引起混沌运动状态。     

基于模型的系统工程在民机领域的应用

介绍了在民用飞机系统顶层设计中基于模型的系统工程方法的应用.该流程由需求分析、功能分析和设计综合阶段构成.对每一个用例的功能分析中得到活动图、顺序图和可执行的状态机.执行状态机可验证需求的符合性,同时形成系统功能和非功能性需求.储存在数据库中的需求逐条与模型元素建立链接关系,保证可追溯性.黑盒模型完成之后,将功能与流程分配系统架构中,形成子系统白盒模型和子系统接口.相比传统设计方法,该流程更好地保证了系统可测试性、可追溯性和功能的完整性.     

旋转盘腔盘罩间隙比的敏感性分析

为保证寿命限制件之一的涡轮盘满足适航性要求,采用单向流固耦合(fluid structure interaction,简称FSI)数值方法,研究转静系旋转盘腔盘罩间隙比的变化对转盘安全性的影响机理.并且,由流阻、换热效果和应力分布三方面构成的工程评价体系对盘罩间隙比的影响进行评价以及敏感性分析.结果表明:盘罩间隙比的变化能够影响旋转盘腔内流动结构的强度,从而改变盘面换热效果和转盘温度分布,导致与温度梯度相关的热应力也发生变化.随着盘罩间隙比的增加,旋转盘腔的流阻损失基本不变,转盘迎风面平均换热效果呈现先增强后减弱的趋势,转盘整体应力水平上升,以及出现在盘心处的最大等效应力值增大.盘罩间隙比的变化能够从材料许用应力和实际使用载荷两方面影响涡轮盘的失效概率,因此,在涡轮盘腔设计阶段,需考虑盘罩间隙比对涡轮盘安全性的影响.      

尾缘锯齿修形对波瓣强迫混合排气系统性能影响

针对某涡扇发动机波瓣强迫混合排气系统建立了尾缘锯齿修形流场数值计算模型,通过三维数值模拟研究,得到了不同尾缘锯齿修形波瓣强迫混合排气系统流场的演变规律和热混合效率、总压恢复系数的变化规律.结果表明:在强迫混合排气系统出口截面处,热混合效率随修形量的增加而增大,总压恢复系数随修形量的增加而减少.1个三角形(1-SJ)锯齿修形模型的热混合效率最大,达到79.73%;2个梯形修形(2-TX)的综合效果最优,其热混合效率达到77.50%,总压恢复系数比1-SJ高出0.5%.      

微小型航空发动机滚动轴承复合润滑冷却技术

通过CFD(计算流体动力学)分析,研究了调节喷入轴承腔内的混合油流量对腔内压力、气液两相分布规律的影响以及油气比的变化对轴承润滑冷却效果的影响.结果表明:混合油流量增大时,油气比增大,但轴承腔内压力分布规律基本不变,滚珠和保持架上受力不均效果增加;气液两相在轴承腔上游分布不均匀,滚珠位置对分布有影响;滚珠和保持架上油膜厚度分布不均,混合油流量的增加并不代表润滑效果的提升;混合油的冷却作用大于空气,油气比增大时可以增强轴承的冷却效果.