航空发动机故障诊断技术综述

航空发动机故障诊断技术对避免飞行事故和降低飞行器运行成本是非常重要的。总结了航空发动机故障诊断的一些的方法,通过对各种方法的比较,对某种故障可以按照需要选择使用一种或几种方法。最后还介绍了目前较为前沿的两种故障诊断方法:小波分析法和神经网络法。     

支承运动对输流管振动特性影响的实验研究

本文对两端受扭转弹簧约束的简支输流管在其支承简谐运动激励下的振动特性问题进行实验研究，重点考察了不同流速下激振频率f变化对输流管道振动响应形态的影响规律。实验表明，在某些频率段上管道会发生多周期的复杂运动，并通过倍周期发岔而进行了混沌运动。     

基于深度卷积神经网络的遥感影像目标检测

随着遥感影像数据规模的快速扩张,如何高效准确地识别遥感影像中的典型目标成为当前的研究热点。为解决传统遥感影像目标检测方法准确率低的问题,用基于深度卷积神经网络进行遥感影像目标检测,在遥感影像数据集上用基于Faster-RCNN的神经网络模型对VGG16卷积网络进行训练,对输入的遥感影像通过区域推荐网络标注出待检目标的包围框和置信度,实现对遥感影像的目标检测。以飞机和油罐为例,在TensorFlow深度学习框架下实现了数据预处理、网络训练、目标检测等功能,并在当前测试数据集上取得了较高的检测准确率和置信度。该研究成果可应用于遥感影像解译和处理等相关领域。     

航空发动机高速锥齿轮瞬态动力学分析与试验研究

针对航空发动机中央传动锥齿轮由行波共振引起的掉块故障,采用瞬态接触动力学分析方法与试验验证相结合的手段,对行波共振发生时从动锥齿轮的共振特性和应力分布开展研究。基于声测法开展了航空发动机中央传动锥齿轮行波共振试验,研究中央传动锥齿轮行波共振特性,获取了从动锥齿轮行波共振动频、危险转速以及破坏断裂特征。仿真计算结果与试验结果对比分析表明:试验中出现三节径共振皆是前行波共振,四节径共振是后行波共振;三节径共振危险转速范围为74.2%～76.2%,四节径共振危险转速范围为102.8%～104.2%。数值仿真与试验测试中结构静频值具有一致性,三节径误差小于2%,四节径误差小于5%,验证了仿真计算模型的准确性。仿真计算四节径行波共振时从动锥齿轮齿根处和辐板应力集中,应力分布形式与齿轮故障复现试验断裂形式基本一致,辐板正面应力值大小与试验结果基本吻合,误差在0.5%～9.5%,满足工程级应力预测要求,验证了瞬态接触动力学分析方法对齿轮行波共振应力预测的有效性。试验表明该齿轮结构是否存在初始缺陷是发生齿轮断裂故障的重要因素之一。     

基于改进TOPSIS法的 反舰导弹组合攻击舰艇目标策略选择的应用

通过分析影响反舰导弹组合攻击舰艇目标作战效能的主要因素,借鉴ADC法建立作战效能评价指标体系,利用变异系数法客观地确定各评价指标的权重系数,运用改进的TOPSIS法构建组合攻击策略选择的数学模型。通过算例分析证明该方法准确易行,可有效提高战场反应速度和决策能力。     

液体火箭发动机可靠性增长规划研究

液体火箭发动机可靠性要求高、试验费用昂贵，有必要对可靠性增长试验进行综合规划，以减少试验费用、缩短研制周期和降低风险。根据液体火箭发动机的特点，提出双参数的：Bayes可靠性增长模型，综合利用产品研制过程中全程试验信息，动态评定可靠性水平。在客观评价其可靠性水平的基础上，采用MTGP(Modified Tracking，Growth and Prediction)模型跟踪增长过程，对液体火箭发动机的可靠性增长试验进行综合规划。研究表明：这种方法能在小样本下，科学、合理地评定液体火箭发动机的可靠性水平和指导可靠性增长规划，在工程中有广泛的应用前景。     

丁羟基固体推进剂的破坏包络及其演化行为研究

分析了宽温域(-70 ℃～70 ℃)、泛加载速率(2～200 mm/min)条件下丁羟基固体推进剂的拉伸特性,获得了温度、应变率依赖的推进剂破坏包络;进一步采用循环载荷模拟空基反复巡航加载历史,研究了推进剂在服役环境中的破坏包络演化。结果表明：丁羟基固体推进剂的破坏包络满足平移原理,随着加载速率增大,破坏包络面向高温区平移,导致低温可靠性显著降低;经历循环载荷后,破坏包络整体向小断裂延伸率方向下移,导致可靠发射区域显著减小。研究结论将为复杂条件下的发动机设计及其贮存期可靠性分析提供支撑。     

压力载荷下模压高硅氧酚醛喷管裂纹稳定性分析

为了进行模压高硅氧喷管裂纹压力载荷下的稳定性分析,对模压髙硅氧材料开展了I型断裂韧性测试,获得了J积分试验数据,特别针对试件的设计、制造、实验参数、数据处理等进行了详细讨论.最后,利用ABAQUS软件的裂纹分析模块,对某发动机的模压高硅氧材料的喷管裂纹进行了稳定性分析,给出了基于断裂参数的模压髙硅氧喷管的安全系数,通过热试车验证了该方法在工程上具有应用性.     

双楔面诱导的斜爆轰波阵面的磁流体控制

基于高超声速飞行器爆轰推进发展需要,数值研究了由双楔面诱导的斜爆轰波类型及其磁流体(MHD)控制的可行性,探讨了后楔倾角变化对双楔斜爆轰流场与MHD控制的影响.结果表明:对于前、后楔倾角分别为15°与20°的双楔面诱导的斜爆轰,Lorentz力可以将不同来流马赫数条件下的稳定斜爆轰波阵面恢复到设计位置,并可以使不稳定斜爆轰波趋于稳定,但是,无法将不稳定斜爆轰波恢复到设计位置.而当后楔倾角稍微增加时,若爆轰流场稳定,同样可对斜爆轰波阵面进行有效控制.但当后楔倾角大于25°时,稳定斜爆轰波流场失稳,此时MHD无法控制流场稳定性.但若增加气体反应速率,虽然斜爆轰波不稳定,MHD控制却可使其趋于稳定,但无法将爆轰波阵面恢复到设计位置.      

客机APU舱温度场的数值计算

为研究大型客机APU舱传热过程和进行结构热分析,采用数值方法计算了APU舱温度场。采用商业CFD软件Fluent,选用Realizable k-ε湍流模型和S2S热辐射模型建立了APU舱内流动和传热数值计算模型,得到了流场、温度场和热流信息。APU舱中主要传热过程是辐射传热;APU防火罩和排气管隔热罩起到了热辐射遮热罩的作用;防火罩内的APU冷却空气对于降低防火罩温度有重要作用;排气管内的引射冷却空气有效降低了壁面温度。