低周疲劳预损伤对TA11合金高周疲劳强度的影响

试验研究了预先经历一定次数的低周疲劳(low cycle fatigue, LCF)对TA11合金高周疲劳(high cycle fatigue,HCF)强度的影响.考虑了LCF试验中循环最大应力、应力比和寿命比例等主要参数,根据步进法,利用旋转弯曲疲劳试验,研究了LCF预损伤对标准试件HCF强度的影响规律.结果表明:当循环最大应力为900MPa时,LCF载荷中靠前的循环产生的塑性应变大,因此加载较少的LCF预损伤也会降低该合金HCF强度;不同应力比的LCF预损伤都会降低HCF强度;当LCF预损伤的最大应力远小于材料的屈服强度时,LCF预损伤对HCF强度的影响较小,而当LCF预损伤的最大应力接近或大于材料的屈服强度时,则必须考虑LCF预损伤对TA11合金HCF强度的影响.      

齿轮驱动涡扇发动机星型齿轮减速器安装角度计算与分析

为支撑宽体客机发动机总体方案论证,以齿轮驱动涡扇发动机5路分流星型齿轮减速器为研究对象,分析了星型齿轮减速器所受重力载荷及人字齿轮啮合时产生的扭矩对传扭支架受力的影响。在考虑重力载荷的基础上,根据啮合扭矩对星型齿轮减速器安装角度进行了计算并使用有限元软件对结果进行了验证。结果表明:当齿轮啮合扭矩为顺航向顺时针时,应使任意支架连杆处于3点钟位置;当齿轮啮合扭矩为顺航向逆时针时,应使任意支架连杆处于9点钟位置。     

燃油调节器起动供油特性研究

燃油调节器的起动供油特性的优劣,直接关系到发动机的点火能否成功。以弹用发动机燃油调节器起动供油装置为研究对象,建立起动供油系统的数学模型,并运用AMESim建立其仿真模型。重点分析了对起动供油特性起决定作用的关键部件——恒流量活门组件,得到了恒流量活门的初始开度、直径、节流孔直径、弹簧刚度、弹簧预紧力及喷嘴直径等设计参数变化对燃油调节器起动供油特性的影响趋势,为液压机械装置的设计、改进、改型和性能优化提供了理论依据。     

对转盘腔换热特性数值研究

航空发动机中对转涡轮设计使得对转盘腔内冷气的流动和换热问题被关注。为探究对转盘腔的换热特性及其影响因素,对几何简化后的中心进气对转盘腔模型进行流-热-固耦合数值模拟。结果表明:下游盘换热效果强于上游盘;冷气流量的增大对两盘换热均有显著增强作用,当流量增加一倍时平均努赛尔数升高幅度超过70%;轮盘转速的提高只会增强转速改变轮盘的换热,对另一个转速不变轮盘的换热影响不大;在间隙比G=0.1～0.4,两盘间隙的减小增强上游盘的换热,对下游盘换热影响不大。     

缝翼结构参数对翼型流场和气动噪声的影响

缝翼气动噪声很大程度地依赖于其结构参数。分析其结构参数对翼型流场及其气动噪声特性的影响,是研究缝翼噪声抑制方法的有效途径。首先,基于典型三段翼型30P-30N,建立流场分析模型,并利用雷诺平均(RANS)和大涡模拟(LES)方法,分别对具有典型缝翼几何位置及外形特征的翼型进行稳态和瞬态流场特性分析;其次,利用FW-H声类比积分法求解远场噪声分布特性,并研究对比不同缝翼结构参数对远场声压级强度及其指向性分布特性的影响规律;最后,针对不同的缝翼结构参数,分析讨论缝翼噪声抑制与相应翼型升力变化的耦合关系。结果表明:缝翼几何位置和结构变形参数的调整均可有效降低远场噪声辐射,但是在攻角增大的情况下升力系数会有一定程度的降低。     

航空发动机联接结构振动特性研究进展

概述了航空发动机不同联接结构的研究情况,重点针对螺栓联接结构动力学建模(包括对方形联接件和法兰结构的动力学建模)、刚度计算方法、接触非线性、应力应变机械特性和试验研究情况,以及螺栓联接结构在转子系统中的应用展开详细论述,分析了螺栓联接结构对旋转状态和动力学响应的影响,并对多螺栓装配体结构装配性能研究进行论述。提出应建立完备的螺栓联接动力学特性研究理论,开展螺栓联接结构与其相应的装配体整体结构、螺栓联接动刚度和螺栓联接装配对结构动力学特性影响的深入研究。     

大型整体金属结构增材制造技术适航验证

针对民用飞机主承力结构金属增材制造技术适航验证方面存在的问题,开展金属结构增材制造技术适航验证研究。通过增材制造技术适用适航条款分析,给出了民用飞机金属结构增材制造技术适航验证思路,包括材料规范的建立、增材制造工艺的认证、材料强度性能的确定、结构特殊系数的选取和结构性能的验证,对每项验证方法给出了具体实施途径。以某型号前起落架支柱外筒增材制造A-100超高强度钢为例,给出了大型整体金属结构增材制造技术适航验证具体实施方案。     

I界面胶粘剂自动喷涂工艺研究

以中、小型固体发动机Ⅰ界面粘接为背景,研制了一套固体火箭发动机Ⅰ界面胶粘剂自动喷涂装置并开展胶粘剂特性、喷涂工艺参数、质量控制参数等研究。通过相关试验,结果表明,通过选择合理参数进行喷涂,设备工作稳定,粘结性能满足要求。产品质量一致性好、工作效率大大提高,为相关设备研制提供了依据。     

基于合成射流的机翼溢流冰防护实验

为了解决电加热防/除过程中,机翼前缘溢流水流至防护区后侧形成冰脊影响飞行安全的问题,提出一种电加热系统与合成射流激励器复合式防冰方法。该方法将电加热系统布置于机翼前缘,通过加热使得机翼前缘温度高于冻结温度,防止过冷水滴在机翼前缘冻结,合成射流出口位于电加热系统防护区下游,通过合成射流的吹吸作用改变溢流水的运动轨迹,防止前缘溢流水流至机翼后表面形成冰脊。在结冰风洞中,通过实验研究了液态水含量、环境温度和合成射流速度对电加热与合成射流复合式防冰性能的影响。实验结果表明:电加热与合成射流复合式防冰系统在设计的结冰气象条件下,不仅能够保持机翼前缘不结冰,还能消除机翼后表面的冰脊。     

基于RFLP模型的飞机复杂系统总装工艺流程设计

从新一代飞机复杂系统的典型特点、飞机研制集成验证需求以及飞机总装工艺流程设计的挑战出发,通过系统工程中验证与评估(Verification&Validation)的方法构建了飞机系统产品设计与工艺设计的统一模型,并进一步提出了使用系统工程RFLP(Requirements–Functional–Logical–Physical,需求–功能–逻辑–物理)模型来支持总装工艺设计的方法,实现了飞机系统间交联设计信息与总装工序工作间的双向传递。对该方法进行初步的案例应用,在工艺早期概念设计阶段论证了其可行性。