不同中间层合金对IC10合金的连接

采用B或Zr作为降熔元素分别配制不同中间层合金,并对IC10合金进行连接.分析不同状态下焊缝组织.结果表明,含B中间层合金连接IC10时,保温时间较长可以达到等温凝固,而含Zr中间层合金在本试验条件下表现为钎焊过程.     

直升机动力舱通风冷却系统仿真

建立了某型直升机动力舱内三维空气流动与传热的物理和数学模型,并根据动力舱结构和舱内气体流动的特点,应用非结构化网格和网格自适应技术进行区域离散化,采用标准k-ε紊流模型和有限容积法对5种不同冷却系统设计方案的舱内三维空气流场和温度场进行了数值仿真,分析了冷却气流进出口大小、分布位置等对舱内流场和温度场的影响。计算结果表明,通风冷却系统进气口开在动力舱前部,出气口开在舱后部,有利于舱内冷却气流流动和换热,舱内气流存在涡旋运动,动力舱温度分布呈“前低后高”趋势。      

战术数字信息链路J报文的基本特性分析

初步探讨了战术数字信息链路J的报文所具有的基本特点,并对相关规则进行了详细介绍与分析。     

基于QNX的分布式异构仿真平台的实现

QNX作为嵌入式实时操作系统之一,它具有强实时、高可靠性、可剪裁、可配置、可扩充、可移植的特点,支持主流嵌入式处理器,目前主要应用在军事武器装备和航空航天领域.本文从航空电子系统对实时操作系统的要求出发,着重介绍了嵌入式实时操作系统QNX在PC104平台上的移植和配置网络连接通信技术,实现了基于QNX的分布式异构仿真平台,并通过实例验证了QNX的实时通信机制,建立了QNX在航空电子系统中应用的雏形,并给出了下一步工作的重点.     

水平喷流对叶顶气膜冷却效率影响的数值研究

为进一步提高燃气轮机叶顶区域的气膜冷却效率,在叶顶模型结构上对4种叶顶冷却结构的流动和传热进行了数值模拟,结果显示带有盖板的水平喷流结构能够有效地提高叶顶区域的气膜冷却效率,对于圆孔,可以将气膜冷却效率提高至原来的2倍以上.通过流场的分析发现:水平喷流结构可以调整冷却工质的流动,使得冷却工质的贴壁性更好、分布更加均匀,进而提高气膜冷却效率.此外还研究了间隙宽度、盖板尾缘厚度、盖度和整流栅对水平喷流结构气膜冷却效率的影响.结果表明:增加盖度和减小间隙宽度可以提高气膜冷却效率,但是盖度和间隙宽度的选取受到了强度、工艺和冷却工质入口压力等因素的限制.水平盖板结构的冷却效果比倾斜盖板结构的好.整流栅足够长时可以调整流动、提高气膜冷却效率.      

裙边宽度对平行进气混合扩压器性能影响

为了明晰裙边混合器裙边宽度对涡扇发动机加力燃烧室平行进气混合扩压器气动热力性能的影响,采用基于Navier-Stokes（N-S）方程的三维数值模拟方法对不同裙边宽度模型进行了定量研究,得到了流场、流向涡涡量场、热混合效率、总压恢复系数、混合扩压器出口平均速度及速度因数、混合扩压器出口温度均匀度的变化规律.结果表明:裙边宽度在40~130mm之间变化时,在混合扩压器出口截面处,随着裙边宽度的增加,流向涡的影响范围不断增大,促进内外涵道的气流掺混;热混合效率随裙边宽度的增大先增大后减小,总压恢复系数随裙边宽度的增大总体呈线性减小趋势.混合扩压器出口的平均速度及速度因数随裙边宽度的增大呈线性减小趋势,混合扩压器出口的温度均匀度随裙边宽度的增大而增大.      

基于随机Wiener过程的航空发动机剩余寿命预测

针对目前剩余寿命(RL)预测方法没有综合考虑发动机个体性能退化的差异性和多阶段性的问题,提出了基于多阶段性能退化模型预测航空发动机剩余寿命的方法。首先,该方法采用多阶段Wiener过程对航空发动机进行退化建模,并假设退化模型参数服从随机分布来描述发动机个体的差异性。然后,根据历史性能退化数据与历史失效时间数据,利用期望最大化算法对模型参数的先验分布进行估计。当获得单台发动机的实时退化数据后,使用Bayesian方法对模型参数进行更新,从而实时更新航空发动机的RL分布,最终实现对单台航空发动机的RL预测。实验结果表明,该方法预测精度较高,能为航空发动机维修计划的制定提供依据。     

一种改善高超声速进气道自起动能力的流场控制研究

为了改善高超声速进气道在低马赫数下的自起动能力,提出了一种在进气道内利用不起动时诱导激波前后静压差开设回流通道的流场控制概念,对其改善流场特性的机理及回流通道典型几何参数对进气道流场特性和气动性能的影响进行了分析,获得了回流通道典型几何参数对进气道自起动性能的影响规律,并与原型面进气道性能进行对比分析。结果表明:回流通道使进气道自起动马赫数由Ma=4.7降低至Ma=3.6,进气道工作马赫数范围得到显著拓宽;回流通道进口位置对进气道自起动马赫数存在较大影响,但自起动马赫数几乎不随回流通道出口位置、回流通道宽度(b≥8mm)而改变;在低马赫数时,回流通道对进气道不起动流场有明显改善。而高马赫数下回流通道对进气道性能几乎不产生影响,保证了高马赫数下进气道的性能。     

复杂外形航空发动机TC4钛合金宽弦空心风扇叶片弯扭成形

弯扭成形是钛合金空心风扇叶片制造中一种有效的辅助成形手段,赋予空心叶片毛坯理想的过渡形状,改善工艺性。针对应用于大涵道比涡扇发动机的TC4钛合金宽弦空心风扇叶片的工艺试验件,研究适用于复杂外形叶片的单轴扭转与双轴扭转两种弯扭方法,提出了夹头运动参数的设计方法,分析了机构的运动规律以及成形原理。基于有限元模拟,研究了扭转方式以及弯扭路径等关键工艺参数对于制件外形、变形区分布、扭转力矩以及表面缺陷的影响,并进行了弯扭实验。结果表明,采用单轴扭转方式,弯扭温度为750℃,叶尖夹头扭角为20.4°,扭转速度为0.68(°)/min,能够将平板毛坯成形出合理的过渡形状。弯扭后面板上出现了失稳凹陷,与有限元结果一致。     

基于马氏距离的航空发动机健康监控方法

航空发动机健康监控是实现航空发动机健康管理的关键技术之一。针对航空发动机健康监控高维计算复杂度高的问题,提出了一种基于主成分分析与马氏距离结合的计算方法。首先通过主成分分析对性能监测参数进行降维,并采用马氏距离计算发动机的健康参数,最终根据威布尔分布确定健康参数的警戒值。实例计算结果表明,方法能够较好反映航空发动机健康状态,并能检测运行过程中出现的异常点。