航空涡轮发动机叶片振动疲劳试验的自动化

航空叶片的疲劳断裂是发动机上常见故障之一,为了消除这种潜在危险,叶片质量应有疲劳寿命来控制。本文提出一种新的疲劳试验系统,它采用闭环控制,显著提高了加载系统的精确度,基本上实现疲劳试验的自动化,在国内叶片疲劳实验技术方面填补了一项空白。     

风力发电机组的混合灵敏度H_∞鲁棒控制

针对风力发电机组非线性系统的不确定性和强干扰等特点,在其数学模型局部线性化基础上,引入一种混合灵敏度H_∞鲁棒控制设计方法,设计了风力发电机组的转速控制器,实现了额定风速以下的风能最大捕获.仿真结果表明:鲁棒控制嚣应用于风力发电机组,具有鲁棒稳定性和抗干扰性能.     

一种应用于二维DG方法的次优策略

构建了最高达10次的二维Serendipity间断有限单元,作为二维节点型DG方法的次优应用策略。通过强制边界节点为勒让德-高斯-勒巴图积分点,保证了良好的边界插值特性。该种新构建方法使得单元内点通过最大化范德蒙行列式的绝对值确定,并得到了带约束非线性优化问题的全局收敛解。最终得到的节点分布具有特定的对称构型,单元的勒贝格常数较低,介于所见文献的其他类节点单元之间,表明可以作为插值单元进行计算。与紧致型节点单元相比,构建得到的单元节点数量仅比完备插值空间所要求的紧致节点数量多2个节点,成为一种次优应用策略。此外,相比于传统的张量积型节点单元,极大的节省了计算资源,更适宜在间断有限元类方法中应用。     

民用航空制造企业技术管理的平衡计分卡实施研究

针对我国民用航空制造企业技术管理现状,将平衡计分卡思想引入其技术管理体系建设中。首先根据企业总体发展远景建立价值树模型,在此基础上进行指标分解形成指标分解矩阵,完成部门绩效指标设计,最后采用层次分析法确定了部门绩效指标权重。本文为企业的技术管理提供了一种有效的绩效管理方法,促进了企业战略目标的实现。     

探针对涡轮流场的影响分析

为研究涡轮性能试验中探针对涡轮流场的影响,以低压涡轮级性能试验件为研究对象,采用CFD方法开展了探针对涡轮流场影响的数值模拟研究。结果表明,探针影响涡轮出口内、外壁静压最大偏差分别达2.3%和2.9%,涡轮出口气流角增大2.0°,涡轮效率降低0.9个百分点。数值模拟与试验结果吻合较好,说明探针对涡轮流场影响较大,分析流场和设计试验时需要考虑探针的影响。本研究为涡轮级性能试验中探针的布置、改进和完善提供了方向。     

基于威布尔分布的CFM56-5B发动机风扇润滑间隔调整方法

分析了发动机产生振动的原因,得出风扇叶片润滑是降低发动机振动水平的最有效方法;基于运行数据使用Minitab工具建模,获得润滑后高振动事件的威布尔分布函数,并得到高振动事件概率,结合安全、成本因素等得出最优润滑间隔;通过机队实践,证明了该方法的有效性。     

不同形式扩张喷管对两级PDE性能的影响

为了研究不同形式扩张喷管对两级脉冲爆震发动机性能的影响,以氢气和氧气混合物为例,对安装不同扩张角、长度和扩张曲线的扩张喷管的两级脉冲爆震发动机工作过程进行了数值模拟.结果表明,具有较大扩张角的喷管其推力增益较大;当扩张面积比一定,喷管长度不能太长和太短,否则喷管增推性能会下降;不同扩张曲线喷管对两级爆震发动机性能有较大影响,在扩张面积一定,长度一定的条件下,采用曲率较大的钟形型线的喷管时,凹面腔获得的冲量最大,喷管获得的冲量也最大.     

基于双层博弈的多臂在轨服务航天器路径规划

针对在轨服务多臂航天器系统高精度的位姿协同要求及其运动过程中的避障约束,提出一种基于机械臂末端（腕关节）和肘关节的双层博弈多臂路径规划方法。研究建立了多臂运动学模型,在博弈论基础上建立多臂的博弈模型;给出了双层博弈的基本算法流程及其纳什均衡解的求解策略;以动目标多臂围捕为场景进行仿真分析,验证所提出算法末端精确跟踪抓取和肘部避障能力的有效性和实用性。所得结果可为多臂在轨服务航天器的智能化路径规划与控制提供新的解决方案。     

日光/H202/草酸铁催化氧化降解活性艳红的研究

研究了日光/H202/草酸铁体系以日光为驱动力对可溶性染料活性艳红进行降解反应,探讨了溶液的pH、H2O2、光强和活性艳红的起始浓度对催化反应的影响。结果表明,对活性艳红的降解速率受pH、H2O2、草酸铁的浓度、入射光强的影响很大。在研究范围内,pH=3.0和在日光照射下其降解效果最好,同时,表明在同一光强光源条件下色度、TOC的去除率均比在UV/TiO2的效果好。     

脉冲燃烧风洞与连续燃烧风洞数据相关性研究

燃烧加热风洞是目前开展超燃冲压发动机地面模拟试验的主要设备。燃烧加热风洞的试验时间（脉冲式和连续式）及燃烧方式（氢-氧燃烧、碳氢-氧燃烧）均会对发动机试验结果产生一定影响。研究了氢-氧燃烧脉冲风洞与氢-氧燃烧连续风洞、酒精-氧气燃烧连续风洞的数据相关性。研究表明:对于同为氢-氧燃烧的脉冲风洞和连续风洞,在相同试验状态下,发动机推进流道压力系数分布规律一致,连续风洞试验的燃烧室压力高于脉冲风洞试验值,连续风洞的发动机推力收益比脉冲风洞高10%左右;对于氢-氧燃烧脉冲风洞和酒精-氧气燃烧连续风洞,发动机推进流道压力系数分布规律一致,连续风洞试验的燃烧室压力高于脉冲风洞试验值,连续风洞的发动机推力收益比脉冲风洞高5%左右。