零缺陷质量管理探析

分析了零缺陷质量管理的实质 ,论述了其实现的可能性 ,提出了其实现的思路和做法。     

密布多孔构件的低周疲劳寿命予测和试验研究

一、多孔构件应力场有限元分析　　为了计算多孔的涡轮叶片和燃烧室等构件的应力应变 ,我们编制和开发了壳体弹塑性有限元分析程序。用退化方法从三维单元推导出的曲壳单元。这种单元直接离散连续介质力学的三维方程 ,避免了由一般壳理论带来的复杂。曲面等参元具有独立的转角自由度和平移自由度 ,三维应力应变就退化为壳体情形。本文编制的这种退化壳单元程序还可进行各向异性材料的应力应变分析[1 ] 。涡轮叶片因开有很多孔而使结构强度大大降低 ,由于孔间的相互影响 ,应力场相当复杂。我们用下列三种简化模型作计算分析。三种平板尺寸为 …     

蒸汽/ 空气预旋系统温降和流阻特性对比研究

为提高燃气轮机冷气品质,基于简化的燃气轮机盖板式预旋系统,采用数值模拟方法,对比研究了进、出口压比和无量纲质量流量、旋转雷诺数对蒸汽和空气预旋系统温降和流阻特性的影响规律,并以二氧化碳作为对比研究对象,分析了其流动特性存在差异的原因。结果表明:空气的预旋温降性能明显优于蒸汽的;蒸汽和空气的预旋温降性能均随进、出口压力或无量纲质量流量的增大而降低;当旋转雷诺数由3.4×106增至7.1×106时,空气的无量纲总温降逐渐增大,而蒸汽的则先增大后减小;但空气与蒸汽的流阻性能相差不大,其总压损失系数均随无量纲质量流量增加而增大,随旋转雷诺数增大而减小。     

一种微小型平板式热管的传热性能分析

对一种微小型平板式热管的传热特性在自然对流和强制对流冷却条件下进行了试验研究.并与同尺寸实心铝板的传热性能进行了试验对比.分析了加热功率、冷却强度的变化对平板热管传热性能的影响规律.结果表明:该微小型平板式热管具有良好的启动特性和均温特性.该平板热管的当量导热系数可达到其管壳材料导热系数的12.7倍,强化传热能力的效果相当明显,又克服了传统平板热管抗压能力较差、无法加工较大散热面积的弱点,在电子设备的散热冷却领域具有良好的应用前景.      

两种燃烧加热风洞参数匹配方案的比较

燃烧加热风洞中的地面高超声速试验通常模拟真实飞行状态下的静温,静压,马赫数(TPM)或总焓,动压,马赫数(h0QM)。为弄清气流参数匹配方式对发动机性能的影响及其机理,基于准一维带化学反应数值模拟对这两种典型匹配方案获得可靠的燃烧室压力分布与发动机推力及比冲的能力进行了比较。结果表明,对于氢燃料加热气流,若燃烧室内未出现明显的局部热壅塞引起的激波结构,TPM匹配方案能较好模拟纯空气流动当量比相同时的压力分布;h0QM匹配方案则能更好模拟燃料量相同的情况;对于模拟燃烧室热壅塞效应,h0QM匹配方案表现更好。从模拟发动机推力的角度来说,两种匹配方案均可通过调整燃油量达到与纯空气结果的较好契合,不管燃烧室内是否出现壅塞激波结构;从模拟燃料比冲的角度来说,则h0QM匹配方案更可靠。燃烧释热比不同是导致两种匹配方案表现不同的关键原因。对于酒精燃料加热气流,两种匹配方案下发动机性能相仿;但此时污染效应更强,给优化匹配方案以准确模拟发动机性能带来更多挑战。     

喷雾液滴与涂层壁面作用的机理性试验及其影响研究

为了研究双组元离心式发动机的喷雾液滴在撞击燃烧室涂层壁面后的发展行为,及其对发动机燃烧和传热的影响,进行了液滴与真实的涂层试样的机理性试验。通过试验,使用高速摄影装置观察了液滴在不同温度和入射韦伯数We的条件下撞击涂层试样后的情况,包括撞击后粘附、铺展、破碎、飞溅、悬浮和反弹多种行为模式下的速度、粒径和角度,证明了涂层表面状态的差异性对于液滴撞壁行为有显著影响。根据试验结果,分别建立了两种涂层基于壁温与入射韦伯数We的液滴撞壁机制和数学模型,并结合化学反应动力学模型进行了燃烧传热分析,通过与OA模型仿真结果和真实发动机热试车测试数据的对比,验证了该模型具有更高的准确性。     

航空发动机滑油颗粒监测与控制标准研究

在航空发动机零部件的加工、装配及发动机工厂试车和检验试车过程中,运用先进的技术手段,开展以发动机零部件清洁度控制、装配清洁度控制及试车阶段滑油磨粒的监测试验,探索滑油中污染物的来源、污染程度及其对发动机使用的影响,确定磨粒来源、产生原因及典型故障模式,提出减少、控制污染物及磨粒的改进意见,进而制定出发动机滑油颗粒监测与控制标准,并应用于发动机生产及零部件的质量控制,对改进产品质量,降低生产成本,缩短生产周期等具有重要意义。     

液体火箭发动机中气液同轴直流式喷嘴研究综述

在双组元液体火箭发动机中,气液同轴直流式喷嘴得到了广泛的应用,这种喷嘴通常由中心的直流式液体喷孔和同轴气体环缝组成。气液同轴直流式喷嘴的工作特性可以分为雾化特性和燃烧特性。其中雾化特性又包括同轴气体作用下射流破碎雾化机理、雾化性能、真实发动机高温高压环境的影响、不稳定燃烧时压力振荡的影响以及自激振荡等;燃烧特性又包括火焰稳定机理、火焰结构以及真实发动机环境的影响等。本文从上述几个方面对气液同轴直流式喷嘴的工作原理进行了综述,以加深对其工作过程的认识。     

支柱柔性对起落架缓冲器摩擦力的影响

旨在通过缓冲支柱柔性对起落架缓冲器摩擦力的影响研究,为起落架缓冲器摩擦力建模方法和柔性起落架防卡滞设计提供技术指导。伴随着超高强度钢的逐步应用,刚度问题成为起落架设计中日益突出的矛盾问题,传统的缓冲支柱刚性假设可能并不适用于一些新类型起落架的分析。本文结合某无人机飞行试验中出现的主起落架缓冲器卡滞问题,首次建立了考虑支柱柔性影响的起落架缓冲器摩擦力模型,计算了最严重工况下的摩擦力值,并与缓冲支柱刚性假设计算得到的摩擦力值进行了对比分析。分析表明在考虑支柱柔性和理想平面滑动轴承约束的情况下,摩擦力大小为原来的6倍,缓冲器发生卡滞。分析了平面滑动轴承的实际约束情况,提出了轴承支承变形协调系数的概念,并分析了其与摩擦力和卡滞的关系,进而研究了支柱外筒和活塞杆刚度对于缓冲器摩擦力的影响。研究表明在变形协调系数不小于0.53时,缓冲器发生卡滞;适当改变活塞杆和外筒的刚度使其相匹配可以降低缓冲器的摩擦力。     

吸气式高超声速飞行器制导与控制研究现状及发展趋势

制导与控制技术是发展高超声速飞行器的关键技术,同时也是控制学科研究的热点问题,许多先进控制理论在此领域得到应用。鉴于此,分析了吸气式高超声速飞行器动力学模型非线性、强耦合和不确定性等特点,指出高超声速飞行器制导与控制技术面临的挑战。在综述国内外研究成果的基础上,对吸气式高超声速飞行器制导与控制中基于线性化的非线性控制方法和直接针对非线性模型的控制方法分类讨论,分析了尚待解决的问题和不足。最后,结合吸气式高超声速飞行器鲁棒性、自适应性和智能化的目标,从面向机动目标制导律、高速目标拦截器制导律、全空域机动飞行控制和先进智能控制理论等方面展望了此领域研究的发展趋势。