300M超高强度钢在模拟积水环境中的腐蚀行为

 针对飞机结构部件在服役过程中存在的缝隙积水导致结构材料腐蚀的问题,通过研究腐蚀产物、形貌、失重、腐蚀速率、腐蚀损伤度以及积水溶液与暴露金属的面容比、pH值等的变化,探讨了300M超高强度钢在模拟积水环境中的腐蚀行为。结果表明,300M钢在模拟积水中的腐蚀是从点蚀开始,然后点蚀坑扩展合并,逐渐发展为全面腐蚀,其腐蚀失重和腐蚀损伤度随腐蚀时间的增加而增大,腐蚀损伤度则呈现出幂函数变化趋势;随腐蚀时间的延长,模拟积水环境中的pH值从初期的4.2升到5.2再下降到4.8～5.0,平均腐蚀速率也从0.289 g/(m²·h)线性减小到0.120 g/(m²·h);电化学交流阻抗结果表明随腐蚀时间的延长,容抗弧半径逐渐增大,说明腐蚀产物对基体起到一定的保护作用,这与腐蚀速率变化规律一致;另外,不同的面容比(腐蚀介质体积与300M钢暴露面积之比)对腐蚀过程的影响是:随面容比的增加,腐蚀失重与腐蚀速率均增大。     

一种薄壁悬臂叶片数控加工非均匀余量刚度补偿方法

 在数控加工过程中,因受到切削力的影响,薄壁悬臂叶片容易出现弯曲、扭转变形等问题而导致被加工曲面误差较大。针对该问题,提出了一种非均匀余量刚度补偿方法,将非均匀余量偏置面作为粗加工/半精加工零件面以提高叶片精加工时的抗弯刚度。首先,分析了集中力载荷下截面厚度对薄壁工件变形的影响;然后,对叶片径向和截面线方向分别采用线性变化和正弦函数变化两种方法进行叶片曲面非均匀余量刚度补偿设计;最后,基于叶片原始截面线,采用放样法构造出叶片曲面的非均匀余量偏置面。试验结果表明,采用非均匀余量刚度补偿方法可以提高被加工叶片精加工时的刚度,加工出的叶片满足了设计误差要求。     

ARINC659芯片协议符合性验证关键技术研究

ARINC659总线主要用于机架内部各在线可更换模块(LRM)间的通信。在ARINC659芯片设计过程中,如何对协议符合性进行充分验证是确保芯片设计符合协议的关键和核心。本文首先对ARINC659总线产生的背景及ARINC659协议及总线协议处理芯片进行了概述,并结合ARINC659总线协议处理芯片对芯片协议符合性验证中的关键技术进行了分析和研究。     

确定总应变寿命方程中指数的一种方法

在由材料的单调拉伸强度极限和断面收缩率确定总应变寿命方程中疲劳强度系数和疲劳延性系数的基础上,考查了利用材料在两个不同应力幅下的疲劳试验数据和单调拉伸延伸率来确定总应变寿命方程中疲劳强度指数和疲劳延性指数的一种方法,给出了只需较少的疲劳试验数据和单调拉伸力学性能参数即可确定材料的总应变寿命方程中全部4个参数的分析流程,并利用航空发动机中常用的钛合金和镍基合金材料的疲劳试验数据对该方法进行了验证,结果表明该方法所确定的总应变寿命方程对所考查的材料大多数情形的疲劳寿命预测结果较为理想,基本在3倍分散带以内.      

电容式多次放电点火系统设计与试验

针对某型二冲程点燃式空气辅助缸内直喷发动机燃用柴油问题,提出了实现单电容连续多次放电点火的方法,研制了直流电容式多次放电点火模块,进行了多次点火功能性验证及点火能量测试.在此基础上,进行了环境温度为6℃下的冷起动试验及3000r/min小负荷性能试验,结果表明:在该环境条件下,采用5次放电点火策略能够使发动机起动成功,在小负荷工况下,增加点火次数有利于改善缸内燃烧,点火提前角在10°~20°之间时,4次点火对发动机动力性、燃油消耗率及排放性能改善比2次点火更明显,当点火提前角提前至30°后,其改善作用逐渐减小.      

二氧化碳在RP-3航空燃油中溶解度实验测定

以国产实际使用并含有添加剂的RP-3号燃油为研究对象,测量了燃油在不同温度下的密度,搭建了压力降落法实验装置,测定了5~40℃温度及3组不同压力范围下,CO2在RP-3号燃油中的溶解度,采用ASTM D2780-92标准中提供的相对密度法对溶解度进行了计算并与实验值进行了比较.结果显示:计算值与实验值有很大偏差,且随着温度上升及压力下降,该偏差增加,最大相对偏差可达到106%.根据实验值,对ASTM D2780-92中的阿斯特瓦尔德系数计算公式进行了线性修正,修正后计算的溶解度和实验值误差在10%之内.该研究结果可为绿色惰化的设计提供参考依据.      

民机研制系统工程若干基本概念的哲学思考

出于自主创新的需要,国内航空工业界已逐渐认识到系统工程方法在民机研制中的重要性。因此,越来越多的民机企业开始采用国际权威的《民用飞机与系统研制指南(SAE ARP 4754A)》来进行民机型号的研制,以确保民机型号研制过程能满足适航审查的要求。然而,由于这一指南中的一些基本概念不够清晰、逻辑也不严密,使得国内民机工程师难以准确把握系统工程的本质,进而导致他们实施系统工程方法时面临着很大的困难。从科学哲学、设计哲学等与民机研制紧密相关的学科出发,对民机研制系统工程中的若干基本概念进行了剖析,并在此基础上提出了一组更加清晰的系统工程概念(即行为、作用、功能、需求、要求等),以方便民机工程师能更好地理解系统工程方法的本质,并能在民机型号研制过程中进行应用。     

基于PCA-TN的直升机主减速器通用热分析计算

针对当前热分析方法无法满足直升机主减速器结构复杂多变的问题,提出了一种快速获取主减速器温度场分布的通用热分析方法。以典型直升机主减速器为样本,进行了主成分分析（principal component analysis,PCA）,并结合热网络法（thermal network,TN）,分析获得3种通用热分析单元体模型。对于不同结构的主减速器,通过单元体及其衍生体的组合可以迅速且有效地建立其系统热分析模型,求解获得温度场分布。以某直升机主减速器为例,应用该方法进行了热分析,并与试验进行了对比,结果表明:该方法能高效计算主减速器的温度场分布,计算值与试验值最大误差为5.07%,满足主减速器热分析工程计算需求。      

大涵道比涡扇发动机循环参数优化算法研究及应用

针对多约束条件与多优化变量的大涵道比涡扇发动机循环参数优化问题,提出了自适应三次变异差分进化算法,运用多个Benchmarks多峰函数对算法进行验证,并将该算法与大涵道比涡扇发动机性能计算程序相结合,对多约束条件下的循环参数进行了优化.计算结果表明:自适应三次变异差分进化算法比传统差分进化算法收敛精度更高、收敛速度更快,大幅度提高了大涵道比涡扇发动机循环参数优化效果,适合解决大涵道比涡扇发动机循环参数优化问题.      

高温升燃烧室与双燃烧室发动机性能对比分析

采用一维定常计算方法,考虑各种部件效率的影响,在双燃烧室发动机总增压比为32,涡轮前总温为1900K时,与高温升燃烧室涡轮前总温为2400K时进行了总体性能对比,并指出了双燃烧室结构发动机2个燃烧室的热量分配方法.结果表明:温升同为1463K时,高温升燃烧室发动机比双燃烧室发动机单位推力高2.7%,耗油率低3.8%.双燃烧室结构发动机更有利克服超声速下的冲压损失, Ma大于1.5之后,增力比大于高温升燃烧室发动机.