航发涡轮叶片气膜孔的磨削加工实验

针对目前航空发动机涡轮叶片气膜孔加工精度低和重熔层难去除的问题,提出了"电火花打孔、磨削扩孔"的新型气膜孔加工工艺,研制出小孔磨削专用微细CBN砂轮并对电火花气膜孔进行了磨削工艺实验。实验结果表明:经磨削加工后气膜孔圆度降低50.9%,孔径尺寸标准差降低90.7%,表面粗糙度降低65.9%,重熔层被全部去除,证明了航发涡轮叶片气膜孔磨削加工的可行性。     

航天用轻质结构材料研究进展及应用需求

从轻质金属和复合材料出发,简要介绍了航天用几大主要轻质结构材料国内外研究进展,并在此基础上,结合航天的应用需求,浅析了轻质结构材料的研究和发展方向。     

精密机电设备寿命评估方法

寿命评估技术既是确保设备安全、可靠运行的核心和关键,也是设备定寿、延寿的重要依据。从工程的视角,根据精密机电设备的工作状态,将精密机电设备分为新研设备、工作态设备、贮存态设备3类,分析这3种状态机电设备的特点及可以获取的信息资源,进而对新研设备、工作态设备、贮存态设备的寿命评估方法进行了系统研究和评述,对存在的问题及未来发展趋势进行了分析和展望。鉴于难以对复杂精密机电设备的机理进行建模,数据驱动的寿命估计已成为当前研究的主流,本文在3种状态机电设备分类的框架下,重点分析了数据驱动寿命估计的研究动态。     

柔性飞艇气动与变形耦合的数值模拟

软式飞艇在低充气内压和来流共同作用下,其整体结构刚度较小,应视为柔性体。飞艇所产生的柔性变形和流场之间的耦合已经成为大家越来越关注的问题。提出了一种解决充气飞艇囊体结构变形与流场变化之间耦合问题的方法,其中流场计算采用SIMPLE算法,固体变形计算采用静力非线性算法。结果表明：在零攻角条件下,飞艇的柔性变形对流场特性的影响不明显,由于气动载荷的作用,导致囊体内外压差产生变化,从而导致应力分布的变化,使得艇首系留部位加强和腰部撕裂强度之类的问题更加突出。     

孔隙射流对高负荷压气机叶栅气动性能影响的实验研究(英文)

对应用射流孔的高负荷压气机直叶栅进行了实验研究,着重研究了孔隙射流对削弱尾缘附近流动分离和损失的效果。实验包括八种叶栅方案,采用五孔探针测量出口速度和压力分布。同时给出吸力面墨迹流动显示和端壁静压分布。结果表明,孔隙射流对端壁静压的影响很小,叶栅中部损失明显降低,最佳开孔位置位于25%叶高处,相对损失最大降低5.5%。     

复合材料十字型接头力学性能实验研究与数值模拟(英文)

通过拉伸和剪切试验,研究了3种不同的树脂转型模型(RTM)成型工艺(即RTM、引入缝纫的RTM和共胶接)对复合材料十字型接头力学性能的影响。根据实验现象,分析和讨论了其破坏机理。实验结果表明,3种工艺中,RTM成型的十字型接头力学性能最优,胶接和缝纫工艺都会对接头的强度产生不同程度的影响。通过有限元分析,数值模拟了RTM十字型接头的破坏过程,与实验现象吻合良好。     

频域内振动路径的功率流传递度排序

基于振动的功率流理论和一般概率摄动法,研究了多源激励浮筏隔振系统频域内振动传递路径的功率流传递概率的度量问题,提出了频域内振动传递路径系统的功率流传递度的新概念和方法,在考虑工程中的不确定因素以后,在频域内清晰地描述了振动传递路径系统的功率流传递度.      

微小型飞行器的MIMU系统结构设计方法

针对微小型飞行器安装空间小、承载能力弱的特点,提出一种“T”型结构的微惯性测量单元（MIMU）系统设计方法,采用基于微机电系统（MEMS）技术的新一代微型惯性器件,在深入分析MIMU结构设计基本原则和方法的基础上,设计加工了“T”型支撑结构并组成了实际系统。该MIMU系统充分利用了空间,大大地减小了体积和重量。有限元分析表明：该MIMU力学性能较高,所研制的实际系统实现了微小型飞行器的自主飞行,各性能参数满足要求,是一款适用于微小型飞行器的MIMU。     

航空发动机风扇转子叶片外物损伤II.鸟撞击数值仿真(英文)

鸟撞击是飞行安全最严重的威胁之一。鸟撞击的后果非常危险,因而,在进入服役之前,飞机部件必须通过抗鸟撞认证。航空发动机风扇转子叶片是容易受到飞鸟撞击的飞机部件之一,在设计时必须考虑使航空发动机风扇转子叶片具有抗鸟撞击的能力,降低由于鸟撞击叶片而引起的飞行事故。采用接触冲击算法,对航空发动机风扇转子叶片进行了模拟鸟撞击数值仿真。针对风扇叶片具有阻尼凸台的特点,分析中建立了三叶片组计算模型。得到了对应试验测试点的模拟鸟撞击叶片的瞬态响应曲线、叶片的位移和当量应力。比较了试验中和数值仿真中模拟鸟撞击叶片的瞬态响应曲线,试验中测试点与数值仿真中对应点的变化基本相同。分析了叶片的变形过程、最大位移和最大当量应力。模拟鸟撞击风扇叶片数值仿真验证并补充了模拟鸟撞击风扇叶片试验结果。     

飞机噪声技术研究——工程解决方法

 飞机噪声存在的3个问题：①机舱的噪声振动控制;②机场的噪声干扰;③某些部位的抗声疲劳设计。针对以上问题,综述了北京强度环境研究所进行过的飞行器噪声课题的研究工作,提出了大型飞机噪声问题的工程解决方法,包括：噪声载荷谱的确定;喷气噪声和客机机舱的噪声振动控制;声疲劳设计。研究了超声速喷流的相似准则,用热流缩比模型试验测定火箭的发射噪声载荷达到同样精度;对于飞机来说,实测比风洞测量更方便、更经济,实测气动噪声主要的困难是如何测量到真实的气动噪声,传声器的安装方法、飞行器表面的静压变化等;喷流噪声控制方法是冷空气缩比模型试验,介绍了冷空气缩比模型试验的原理和方法;论述了在结构的疲劳强度试验中必须采用统计分析方法的原理。从多方面论述了大型飞机噪声课题的研究,对于飞机的安全性、经济性、舒适性都是很重要的课题,对于发展中国大型飞机工程有很重要的现实意义。