航空齿轮的CAD研究

本文对４种常用渐开线航空齿轮：直齿圆柱齿轮、斜齿圆柱齿轮、直齿锥齿轮和弧齿锥齿轮的计算机辅助设计进行了研究。文中概述了总体设计思想和各主要部分的设计方法,对软件设计中的一些问题进行了简要的介绍,并给出了程序流程图。     

基于电子展成原理的直齿锥齿轮齿形误差测量

针对传统基于接触印痕检验的直齿锥齿轮齿形误差检测方法存在的难以定量描述几何误差、量值溯源性差等缺点,提出一种基于电子展成原理的直齿锥齿轮齿形误差测量与评定方法,首先建立了直齿锥齿轮的理论齿形及齿形误差测量的数学模型,然后在基于全闭环交流伺服控制系统的齿轮测量中心上,控制传感器测头在空间扫描形成直齿锥齿轮的理论齿形曲线,依据连续扫描过程中的传感器读数对直齿锥齿轮的齿形误差进行测量与评定。结果表明,该方法可在现有CNC齿轮测量中心上实现直齿锥齿轮齿形误差的自动测量与评定,具有测量效率与自动化程度高、量值溯源性好等显著优点。     

直齿锥齿轮和零度弧齿锥齿轮传递误差的对比分析

锥齿轮是航空传动系统中必不可少的部件,直齿锥齿轮和零度弧齿锥齿轮由于传动的相似性,在诸多应用中可以互换,但由于齿形的不同,其传动性能仍存在较大差异。本文分别构建直齿和零度弧齿锥齿轮的精确几何模型,并基于有限元进行准静态接触分析,对比分析2种类型齿轮传递误差的差异,并采用不同的载荷以及安装误差工况,分析直齿和零度弧齿锥齿轮传递误差的变化规律,为这2种不同类型齿轮在航空领域中的选择和应用上提供参考。     

大功率弧齿锥齿轮设计技术研究

采用自行开发的弧齿锥齿轮加载分析专用程序,对大功率弧齿锥齿轮设计技术进行了研究。分析了轮齿承载后的齿面接触区的大小和位置,计算了齿根弯曲应力和齿面接触应力,并对齿轮振动特性、齿轮系的振动噪声和齿轮啸叫进行了研究。研究成果为航空发动机弧齿锥齿轮的设计、制造、强度计算和动力学分析提供了理论基础,并有效提高了发动机传动系统的可靠性。     

弧齿锥齿轮的齿距误差对传动性能的影响研究

采用齿轮啮合仿真和承载啮合仿真技术 ,对重合度达到 2 .0的航空弧齿锥齿轮的齿距误差的影响进行了研究。首先定义了航空弧齿锥齿轮相对齿距误差 ,选取了量级 ,研究了这一误差对齿轮实际重合度、传动误差、齿面载荷分布和齿间载荷分配的影响。进一步又分析了在一定齿距误差下载荷变化的影响以及固定载荷下误差变化的影响 ,为高重合度航空弧齿锥齿轮的应用提供了依据     

各国锥齿轮接触强度标准的对比分析(上)

锥齿轮最常见的损坏形式之一就是齿面的接触疲劳点蚀。引起点蚀的原因是齿面上承受的压力超过了齿轮的承载能力。为了使锥齿轮在设计寿命期内不出现齿面疲劳点蚀破坏,在进行齿轮设计时,必须要对锥齿轮的抗点蚀能     

第3代新型低碳高合金钢弧齿锥齿轮失效分析

在中央传动调试试验中发生主动弧齿锥齿轮轮齿断裂故障,并连带其他部件产生不同程度损伤。主动弧齿锥齿轮整个圆周的接触印痕偏向小端一侧、靠近齿底,从动弧齿锥齿轮接触印痕分布在小端齿顶部位,印痕已不完整、局部超出工作面。为了排除15Cr₁₄Co₁₂Mo₅Ni₂钢弧齿锥齿轮试验中发生的断裂故障,对齿轮进行宏观检查、断口分析、组织检查、硬度测试、成分分析、啮合印痕仿真分析与验证,确定了故障齿轮断裂的性质和产生原因。结果表明：主动弧齿锥齿轮为高周疲劳断裂,疲劳起源于小端面与齿凸面根部转接棱角部位,与材质与冶金缺陷无关;在工作过程中存在异常咬合是导致该齿轮产生早期疲劳开裂的主要原因。建议优化齿面加工参数,提高齿轮工作过程中的咬合质量,从而避免此类故障再次发生。     

基于能量等效的直齿锥齿轮时变啮合刚度计算

针对直齿圆锥齿轮啮合刚度的计算问题,从微元思想出发,将变截面齿廓划分为若干等截面微段齿段,基于能量等效建立微段齿段啮合刚度计算模型,并利用积分方法获得单齿啮合刚度。此外,基于力平衡和变形协调条件进一步提出了齿轮时变啮合刚度计算模型,同时根据几何关系导出了相应传动误差计算式。利用有限元分析对解析计算模型进行了验证,并分析了误差来源。结果表明:利用该模型不仅能够将直齿锥齿轮啮合刚度计算精度保证在2%以内,还达到了快速求解的目的。      

HB/Z89.1—85 《航空锥齿轮承载能力一般系数计算》介绍

部标准“航空锥齿轮承载能力计算”已于1985年6月7日发布,1985年10月1日开始实施。标准编号为HB/Z89.1～HB/Z89.4-85。这是一套重要的基础标准,适用于航空主、辅机产品的直齿和弧齿锥齿轮。它对于如何防止齿轮的损伤、失效,提高齿轮的承载能力和寿命,提高齿轮产品的可靠性和经济性均有一定作用。按本套标准计算设计的齿轮能满足新机研制的需要。 为使本套标准能尽快地得到全面的贯彻实施,本刊分两期对各项标准予以介绍。     

预应力作用下弧齿锥齿轮的动频率计算

弧齿锥齿轮是航空发动机中的基本元件,常发生共振破坏.运用自主开发的弧齿锥齿轮设计分析系统建立了包含齿轮完整结构的有限元网格模型,并导人ANSYS软件中进行了考虑工作转速和啮合扭矩引起的预应力影响的弧齿锥齿轮动频率计算,结果表明工作转速引起的离心力和啮合扭矩对弧齿锥齿轮的振动频率有一定的影响.     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

ν-gap度量及其在飞行控制律评估中的应用

 传统控制律评估方法主要用于单输入单输出（SISO）系统，且对模型参数摄动考虑不够全面,针对这些不足，研究了ν-gap度量方法。在介绍系统广义稳定裕度相关概念的基础上，给出了ν-gap度量的定义、特点和性质以及近似摄动模型的计算，提出ν-gap度量评估控制律的步骤。实例结果表明，该方法不仅克服了上述传统评估方法的缺陷，而且还有根据所求的各摄动影响情况忽略影响小的元素，以减少计算量及可以找到最坏情况下的参数摄动组合等优点。     

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

Integrated Entry Guidance for Reusable Launch Vehicle

A method for the implementation of integrated three-degree-of-freedom constrained entry guidance for reusable launch vehicle is presented. Given any feasible entry conditions, terminal area energy management interface conditions, and the reference trajectory generated onboard then, the method can generate a longitudinal guidance profile rapidly, featuring linear quadratic regular method and a proportional-integral-derivative tracking law with time-varying gains, which satisfies all the entry corridor constraints and meets the requirements with high precision. Afterwards, by utilizing special features of crossrange parameter, establishing bank-reversal corridor, and determining bank-reversals according to dynamically adjusted method, the algorithm enables the lateral entry guidance system to fly a wide range of missions and provides reliable and good performance in the presence of significant aerodynamic modeling uncertainty. Fast trajectory guidance profiles and simulations with a reusable launch vehicle model for various missions and aerodynamic uncertain-ties are presented to demonstrate the capacity and reliability of this method.     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。