数控展成电解磨削整体叶轮叶片的过切误差分析及解决方案

分析了平行直纹展成电解磨削整体叶轮叶片的过切误差,得到了过切误差计算公式,提出了用圆锥磨轮和组合式五轴联动数控方案来消除过切误差的方法。     

燃烧条件下药柱脱粘扩展的设计

利用有限元方法分析了不同条件下药柱脱粘部位的应力状况,设计了复合固体推进剂燃烧条件下的脱粘扩展试件,通过X射线实时成像系统纪录了燃烧过程。结果表明:要形成脱粘扩展,脱粘部位装药要有大的拉伸变形;当药柱在点火冲击作用下,脱粘产生比较大的拉伸变形,且变形达到脱粘扩展的临界变形量时,就会出现脱粘扩展。     

数字量可调电阻卡的设计与实现

介绍了一种用于飞机地面检测设备中的实用计算机数字量可调电阻卡的设计方法，详细描述了所设计的数字量可调电阻卡的技术指标、工作原理、软硬件设计、使用方法及应用范围等内容。对实现飞机地面检测设备的智能化具有重要作用。     

建立腔体热释电探测器相对光谱响应度标尺的研究

由于腔体热释电探测器在宽光谱范围内具有相对平坦的光谱响应度,因此经常被用作标定探测器相对光谱响应度的工作基准。但是在标定过程中通常认为腔体热释电探测器是无光谱选择性的,即R(λ)为常数。这样就会使测量结果不够准确,因此建立腔体热释电探测器相对光谱响应度的标尺是非常重要的。本文主要介绍了建立腔体热释电探测器相对光谱响应度标尺的原理和方法,并通过实验利用该方法建立了腔体热释电探测器相对光谱响应度的标尺,从而使该腔体热释电探测器成为红外光谱响应度测量装置的工作基准。     

对空间碎片近距随遇悬停的控制方法及悬停燃耗分析

对空间碎片检视或抓捕操控中的悬停控制及燃耗问题进行了研究。通过C W方程，建立任务星近距随遇定点悬停控制模型，通过设计状态反馈控制器分析定点悬停的可控性以及推控要求，结果表明近距悬停需要与悬停位置相关的两个正交方向上的常值连续推力控制量，以及用于抵抗扰动的三轴向上的反馈变推力控制量。分析了近距随遇悬停的推控分系统配置，建立了长时近距随遇悬停的燃耗及燃耗速率的数学模型，最后分析了既满足安全距离需求、又满足悬停方位需求的最小悬停燃耗模型。     

翅片位置对复合式减涡器减阻性能影响数值模拟

为了探索翅片-管复合式减涡器的翅片安装位置对共转盘腔径向内流压力损失的影响规律,对不同转速、翅片周向位置及安装角度下的去旋系统开展了数值研究,得到了不同工况下共转盘腔径向内流的流场结构及压力损失分布曲线。研究结果表明:减涡管能引导流体径向流入,并降低流体的旋流比;相比于管式减涡器,翅片-管复合式减涡器能明显降低盘腔内的总压损失;在不同旋转雷诺数下,翅片的周向安装位置α及安装角β均存在最佳值;在中、高旋转雷诺数下,最佳值分别为α=9°,β=30°,最佳结构下总压损失较基础模型低40%左右;改变翅片周向位置及安装角度可以明显改变气流进入减涡管的角度,在较优情况下,可以减小流体流入减涡管的阻力及在减涡管内的流动阻力,整体上减小了盘腔内总压损失。     

民用航空发动机型号审定概念设计阶段风险模型

为了在审定项目概念设计阶段识别潜在风险并规划处理措施以提高审定效率,通过综合条款分类统计、符合性方法及实施风险、技术要点解析等方法建立了典型民用航空发动机概念设计阶段工作模型,并开发了条款工作状态信息表。模型在某型民用航空发动机型号审定的实施识别了278项潜在风险,并针对典型结构完整性条款从要求确定到设计实现各个过程的潜在风险进行了详细分析,验证了模型的有效性。     

涡轮构件疲劳/蠕变寿命的试验方法

根据弹用发动机涡轮构件的真实工况,通过有限元分析确定试验寿命考核点,提出并设计了一套加载方案,模拟了工作条件下结构的应力场和温度场,构件的试验寿命、断裂部位与有限元预测结果一致。试验结果表明提出的小结构大载荷、小空间高温度的试验方法可以很好地再现涡轮构件的疲劳/蠕变故障,为发动机构件的寿命评定提供了依据。     

吻切锥乘波构型参数化设计与正交试验分析

为了获得外形控制参数对吻切锥乘波构型性能的影响程度,通过分析吻切锥乘波构型的生成特点和生成方法,在其参数化设计的基础上,运用正交试验设计方法分析了各个控制参数乘波构型性能的影响,确定了对气动性能和容积率影响较大的参数,为进一步合理确定优化空间和优化策略提供指导。运用CFD方法对典型外形进行了性能分析,结果显示:吻切锥乘波构型具有较高升阻比,下表面中心区流动均匀,可为高超声速飞行器机身/进气道一体化提供参考。作为应用,基于正交试验结果设计了以吻切锥乘波构型作为前体的一个高超声速飞行器,验证了设计方法的合理性。     

二次流动对气冷涡轮叶栅流场的影响

针对典型跨声速高压涡轮叶型平面叶栅吸力面单排孔气膜冷却,采用数值模拟方法,比较分析了加入气膜冷却前后流场变化。结果表明,由于二次流动的影响,加入气膜冷却以后吸力面后部接近下壁面处没有受到冷气保护而直接暴露于主流高温燃气,在实际高压涡轮中将极大的降低叶片寿命。没有气膜冷却情况下,吸力面接近下壁面处边界层仍有可能因受到二次流动的影响发生转捩;加入气膜冷却情况下,气膜孔中心位置下游边界层由于射流和主流的相互作用将转变为湍流边界层,而由于孔间距的影响,只有射流和主流充分掺混以后才能影响到整个叶片的范围。