减小双轴旋转惯导中陀螺仪随机漂移影响的方法研究

针对双轴旋转惯导惯性器件的随机误差无法在导航过程中自动进行补偿的问题,提出优化的两位置重调(TPR)的方法来补偿系统的随机误差导致的方位和位置误差,以提高双轴旋转惯导的长航时精度.与传统两位置重调(CPR)方法相比,使用优化的误差传递方程的两位置重调的方法,可以在少于6h条件下估计出系统的方位误差,从而使得系统的位置精度和方位精度都得以极大的提高.根据惯性器件的随机误差导致的方位误差的特性,建立了TPR的误差模型.通过仿真,证明了该方法的有效性.     

单晶叶片高温振动疲劳试验技术研究

介绍了低压涡轮叶片高温振动疲劳试验方法。研究了高频感应加温原理,考虑集肤效应、端部效应,设计了高频感应加温系统,获得了均匀的温度场;通过夹具定位系统的设计,保证了更换叶片时温度场的精确性和有效性;利用理论研究结合有限元仿真,获得了高温状态下叶尖振幅与最大振动应力的关系,实现了高温环境下通过叶尖振幅对振动应力的控制。在此基础上完成了低压涡轮叶片的高温振动疲劳试验,获得了最低疲劳极限,为工程设计提供了试验依据。     

航空发动机风扇机匣振动故障分析

在航空发动机研发与试车过程中,曾出现风扇机匣振动偏大且振幅存在摆动现象。为明确故障原因,从机匣和转子的振动特性以及机匣变形等多方面对振动测试数据和信号进行了分析。结果表明：振动故障是由机匣变形引起转、静子间隙不协调导致转、静件碰摩所引起的;在机匣发生局部共振情况下,碰摩形式发生变化,引起振动幅值出现摆动现象。     

基于P-S-N曲线的三参数法估计叶片最低疲劳极限的实践研究

工程上通常用中值寿命作为航空发动机叶片寿命估算依据,这已经不能满足现代航空发动机研制的高可靠性要求。为此,从本世纪初开始,我国航空发动机研制领域应用最低疲劳极限估算叶片的安全寿命,并把它作为评价叶片疲劳性能优劣的一个重要指标。本文介绍的三参数试验方法主要是根据小样本理论,利用P-S-N曲线方程估计叶片的最低疲劳极限。这...     

原苏联80年代的军事空间计划

冷战的结束逐渐揭开了曾罩在两个超级大国军事空间计划上的神秘面纱。１９９２年９月美国终于揭露了原苏联国家情报局的秘密。本文介绍了原苏联的几个空间计划并首次公布了曾是保密的若干原苏联军事卫星的情况。“ＯＫｏ”早期预警卫星从１９６０年２月到１９６６年１０月美国发射了“米达斯”早期预警系统（代号为“２６６计划”）的几颗卫星。与公众的看法正相反，在１９６６年１０月５日发射２６６计划的最后一颗卫星到１９７０年底期间，美国并未发射早期预警系统卫星。从１９７０年１１月起，美国才开始启用一个被称为国防支援计划（Ｄ…     

四种超高强度钢的氢脆敏感性

本文采用缺口拉伸和缺口持久拉伸试验测定国产28Cr3SiNiMoWVA、30Cr3SiNiMoVA,37SiMnCrMoVA和D6AC四种超高强度钢在淬火态,淬火回火态经电解渗氢和镀镉状态下的瞬时断裂强度及氢致延迟断裂的临界应力值。试验结果表明,28钢不论在淬火状态或者淬火低温回火状态,都具有突出优异的抗氢脆性能,远远超越其它三种钢。其中30钢次之,D6AC钢较次,37钢最差。淬火态以D6AC钢具有最低的抗裂性能,37钢次之。深入研究28钢之合金化和氢脆敏感性之间关系以及扩大其应用范围具有学术的和工程实际的意义。     

旋转状态叶片激振试验技术研究

为了研究离心载荷下的叶片激振试验技术,在气涡轮油激励旋转激振试验平台上,以某航空发动机高压涡轮叶片为对象,选择不同喷嘴型号、喷嘴数和压力流量条件进行了油激励试验。试验结果表明:对于同类叶片,试验选用P型喷嘴获得的振动响应最大,不同流量的P型喷嘴效果相似;针对该型叶片的1阶振动,在液体激振情况下激振因数为14E下的响应远大于28E下的响应;对于确定的试验状态,控制参数存在最优值,可使激振响应达到最大。     

基于激光多普勒测振的叶片振动特性试验

为了实现叶片振动特性的高精度、多点、非接触测量,对激光多普勒测振原理与应用进行了研究,将激光测振技术引入到叶片振动特性测试中,搭建了1套非接触式声激励测振系统。以某型航空发动机压气机第2级叶片为研究对象,测量出叶片表面153个测点的响应、5kHz内的前5阶固有频率和振型、前3阶应力分布,并将试验结果与有限元分析以及传统振动特性试验采用共振法、模态法获得的振动特性结果进行对比。结果表明:非接触激光测振法可以同时获得叶片高阶模态和全场应力分布,弥补了传统振动特性试验的不足。测得叶片频率与采用共振法、模态法得到的结果相比误差在1%以内,相对应力分布与有限元分析结果基本一致,证明了该新型叶片振动特性试验方法的正确性与先进性。