V2500发动机反推格栅典型损伤修理技术研究

基于对V2500发动机反推格栅损伤处理经验,并参考空客手册及相关文献资料,对V2500发动机反推格栅损伤原因、修理方法进行深入研究。为更好地完成修理,自主设计了两个格栅超手册修理方案,为格栅深度损伤修理提供新方法,为缠绕型复杂复合材料结构修理提供新的技术支持,同时为将金属结构机械修理方法引入复合材料结构修理提供了参考依据。     

某型直升机蜂窝夹芯结构挖补修理工艺稳定性试验验证与分析

针对某型直升机蜂窝夹芯半穿透损伤结构开展维修工艺及其稳定性研究。利用夹芯损伤修理工艺实施了预制损伤试验件修理及试验验证工作,提出一种工艺稳定性分析方法。试验及其数据分析表明:不同批次损伤修理结构破坏载荷数据符合来自同一母体的假设,数据分散性小,且修理后蜂窝夹芯结构达到未损伤结构的91.9%,验证了其修理工艺的有效性和稳定性,为复合材料结构损伤修理工艺验证提供了方法和经验。     

V2500进气道声衬结构典型损伤修理浅析

以V2500发动机进气道声衬结构表面金属丝网典型的分层损伤为例,浅析其检查修理方法,并结合维修过程中的实际经验数据,对不同程度损伤修理方法的选用进行分析总结,提出使用低粘性胶带检测法可以更加准确地检查判定修理损伤,降低修理后分层损伤继续扩展的风险,减少不必要的临时停场换件。同时,针对大面积金属丝网分层损伤提出了经济可持续的金属丝网更换方案,可在不影响原有进气道声衬结构有效消音面积的情况下对损伤进行修复。     

DA40飞机复合材料结构的修理

介绍了DA40飞机复合材料结构损伤的检测方法、分类等级,总结了修理材料的选择和使用原则,详细介绍了修理中采用的贴补、固化、表面处理工艺,并以2类、3类损伤的修理为例介绍了修理的一般流程。     

民用飞机复合材料结构修理要求研究

论述了民用飞机复合材料结构修理设计准则、流程、方法、检测、损伤评估及相关标准状况等,并对修理方法的确认、修理分析、修理后的验证进行了研究,提出复合材料修理形成标准的建议.     

浅谈工程力学在飞机结构修理中的应用

营运中的飞机,其结构不可避免地会受到各种损伤.虽然飞机制造商给用户们提供了飞机结构修理手册,该手册是修理活动的行动指南,但由于实际损伤的部件、损伤的位置区域等诸多原因,相当一部分损伤是无法按照结构修理手册中的方法来处理,因此,能在较短的时间内给这些损伤设计制定是一个科学的修理方案,从而迅速而正确地修复飞机结构上的损伤,使飞机尽早安全地投入运营无疑对航空公司具有很强的现实意义.     

A320系列飞机雷达罩的结构损伤与修理

<正>介绍了A320系列飞机雷达罩的结构,常见的损伤类型、检查损伤和评估损伤的方法,并详细介绍了一种修理方法和具体步骤。截止2010年4月,在中国民航服役的A320系列飞机已经超过了480架。在这种市场占有率很高的飞机上,雷达罩是非常容易出现损伤的重要复合材料部件。其修理工艺有别于其他的复合材料部件。因此了解常见的损伤类型、熟悉修理工艺对修理人员来说是很重要的。     

某型直升机复合材料结构修理

由于复合材料在直升机上的大量使用,复合材料损伤的问题也随之而来,影响到了直升机的使用寿命及安全。介绍复合材料结构的典型损伤类型、检测方法及修理方法,结合某型直升机的具体损伤类型和损伤部位的受载情况,给出了具体的修理方案。     

复合材料结构损伤的修理专家系统

从基于专家系统理论出发,结合复合材料结构损伤修理的具体特点,给出复合材料结构损伤规则和框架知识表示,结构组织及推理策略,及复合材料结构损伤修理专家系统结构模型。研究表明,采用知识表示的复合材料结构损伤修理能有效地利用以往设计经验,提高修理质量、缩短修理周期,有力地推进人工智能技术在复合材料结构损伤修理领域中的应用。     

飞机战斗损伤的快速修理

展望了未来军用飞机保障和支持的特点,在此基础上阐述了快速修理对提高飞机战斗损伤容限的意义,提出了快速修理的方法,并进一步探讨了快速修理的思想和发展中的修理技术。     

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。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

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.     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

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）。     

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

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.      

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。     

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H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。