高压涡轮变叶顶蜂窝角度二次流动特性研究

为减少叶顶泄漏流带来的气动损失，本文对高压涡轮叶顶复合蜂窝的排布角度进行寻优，并分析其气动性能。研究过程保持叶顶蜂窝几何形状不变，改变复合蜂窝在叶顶的排布角度，降低叶顶二次流的总压损失系数和叶顶相对泄漏比。以叶栅出口下游30%轴向弦长位置的面平均总压损失系数为目标参数，利用Isight软件嵌套图形-网格自动生成流程，对0～57°旋转角度内的蜂窝排布方式进行遍历寻优，得到低总压损失的蜂窝排布方式。研究表明，最优排布结果与平叶顶相比，叶栅总压损失降低5.21%，与基准角度蜂窝相比降低1.34%。最优排布方案对叶顶泄漏流的阻碍效果更明显，增大了蜂窝对气流的耗散能力，降低了跨叶顶的横向驱动力，减少了泄漏涡的损失。     

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。     

星载反射式成像系统计算光学设计方法综述

星载反射式遥感成像系统的结构集成度高、光学面型复杂,面临光学初始结构难以求解和像质优化难以收敛的设计难题。综述着重探讨星载反射式成像系统中的计算光学设计方法。星载反射式成像系统计算光学设计,包括复杂曲面反射镜、曲面反射型光栅等硬件设计,以及计算成像图像解码等算法设计。面对星载遥感成像的不同应用,文章从深度学习光学结构设计、合成孔径计算成像、景深延拓计算成像、主动光学计算像差补偿和曲面光栅计算光谱成像等几个方面进行系统性地分类讨论。本综述结论为：基于计算光学的设计方法,无论在光学结构与面型求解方面,还是图像信号非线性逆问题求解方面,都具有强大的设计能力。在发展趋势上,计算光学在航天光学系统的设计潜力刚刚被挖掘。在“人工智能时代”的软、硬件算力支持下,计算光学方法将大大提升星载反射式成像系统设计的便捷性。     

基于FEM的引力参考传感器自引力计算与补偿

空间引力波探测太极计划将利用激光干涉的方法,测量两个检验质量之间的距离变化反演引力波信息。在0.1 mHz处,要求检验质量在敏感轴方向的总残余加速度保持在■以下。由航天器载荷静引力、热形变和质量波动引起的自引力噪声是检验质量的残余加速度噪声主要来源之一,要求检验质量在敏感轴方向的自引力加速度小于1×10^-10m/s²,引力梯度小于5×10^-8s^-2。为了计算检验质量处的自引力大小和引力梯度,针对检验质量与引力源几何形状的不规则性,基于有限元法编写程序计算了引力参考传感器中的引力源作用在检验质量上的线加速度、角加速度和引力梯度。为了缩短计算时间,提出“类自适应”网格划分方法以减小网格数量,并设计了配重以补偿自引力。计算结果显示,经过补偿后的检验质量在敏感轴方向的自引力加速度为9.237 7×10^-12m/s²,引力梯度为-2.569 1×10^-8s^-2,满足设计要求。本研究能够为航天器和引力参考传感器的设计与引力补...     

机翼用铝合金材料原始疲劳质量对比

当前航空工业的发展对于超高强铝合金材料的需求十分迫切,实现该材料的国产化并达到良好的质量效果至关重要。为了对中国航空工业中常用的7XXX新型铝合金材料的原始疲劳质量（IFQ）进行评估,选取裂纹萌生时间（TTCI）和当量初始缺陷尺寸（EIFS）作为对比参量,分别对中国飞机机翼用7XXX紧固孔试件和俄系BXXX紧固孔试件开展了低、中、高3种应力水平下的疲劳试验,通过对比分析得到了两种试件在不同应力水平下的TTCI趋于一致,最大仅相差3.71%;得到了每个试件的EIFS,应用疲劳统计学方法验证了两种试件材料各自的EIFS值无显著性差异;提出了一种不同超越概率下的结构细节当量初始缺陷模型,直接有效地对飞机结构细节的质量风险进行了评估;建立并对比分析了两种试件结构细节的通用EIFS分布,结果均小于中国军用手册规定的0.125 mm,且在超越概率为5%时,7XXX材料的通用EIFS值要小于BXXX材料的通用EIFS值。     

GPS转发式欺骗干扰原理与仿真研究

研究GPS转发式欺骗干扰的基本原理和理论模型,分析转发式欺骗干扰系统的实现结构,并通过仿真检测验证了干扰效果.仿真结果表明,对于无抗欺骗干扰措施的GPS C/A码接收机,转发式干扰机只需要很小的转发增益,即可达到干扰效果.     

纤维C涂层对SiC_f/Ti6Al4V界面及拉伸性能的影响

通过对SiC纤维增强Ti6Al4V复合材料的拉伸试件断口与界面观察,研究了SiC纤维C涂层对基体与纤维元素扩散、界面反应层厚度与成分、拉伸断口的影响。结果表明,与纤维无C涂层的SiCf/Ti6Al4V相比较,有纤维C涂层的SiCf/Ti6Al4V界面结合强度较弱、反应层厚度较厚,涂层能有效防止纤维性能在复合过程中下降,提高了复合材料拉伸强度。     

利用二次优化实现柔性冗余度机器人关节力矩最小化研究

对基于振动抑制的柔性冗余度机器人关节力矩的最小化进行了研究。通过分析影响柔性机器人弹性动力响应的因素,得出了在结构参数不变的情况下可以通过适当调整关节运动参数来提高机器人动态性能的结论。在此基础上,通过对柔性冗余度机器人的关节运动进行研究,提出了通过自运动的适当选取从而抑制机器人柔性振动的方法。通过对满足抑振要求的自运动的选取进行分析,指出柔性冗余度机器人在实现振动抑制的基础上还具有二次优化的能力,并且利用这种二次优化的能力得出了基于振动抑制的最小化关节力矩的方法。数值仿真验证了该方法的有效性。     

中国军用航空发动机寿命验证与规划方法

军用航空发动机寿命验证是多学科交叉、多部门协作的系统工程。为了确保发动机寿命期内的使用安全性、可靠性和 经济性,一般按照“设计分析-零部件/成附件试验-地面整机验证-外场使用验证”的方法和流程进行,发动机寿命验证与规划工 作需要坚持顶层规划,分为“论证、设计、验证、使用、批产”5个阶段,针对不同阶段的特点各有侧重。整机寿命长试应合理选择时 机和方式,在性能验证阶段主要采用1∶1持久试车方式进行摸底,在性能鉴定阶段主要采用加速任务试车方式进行验证。能力渐 进提升是大型复杂装备的发展规律,需要科学把握航空发动机寿命验证和提升的关系,力争“寿命设计一步实现”,通过“地面试 验-外场使用-全寿命评估”的方式,实现“寿命逐步验证”。     

铸钢用保温冒口及其应用研究

本文针对提高铸钢件冒口补缩效率问题，给出了微珠保温冒口的配方及生产工艺；并介绍了其在生产中的具体应用。保温冒口的使用，改善了铸件质量，并大幅度提高了企业经济效益。