Ti17模拟叶片在空气中的阻尼试验

通过Ti17平板模拟叶片在空气中测阻尼试验研究,用自由振动衰减法测取到各阶振型衰减系数,得出其各阶振型阻尼比,推导出比例阻尼系数,为叶片响应计算时的阻尼系数取值提供了参考.研究还发现振型阻尼比与材料硬度、叶片固有频率及振型密切相关,并给出了定性分析.      

基于OPC技术的气体加温压力FCS系统

介绍了基于OPC技术的气体加温压力FCS系统的设计思想、结构和特点,以及控制原理。该系统应用于航空发动机空气涡轮起动机的起动控制,形成了一体化、网络化和信息化的新型航空发动机整机试车测控系统。     

MB26 镁合金复杂结构件等温模锻过程的数值模拟与缺陷控制

采用DEFORM-3D有限元软件对MB26镁合金复杂结构件等温模锻工艺过程进行了数值模拟,直观地反映了锻件成形过程中的应力分布、金属流动趋势以及成形效果,分析了折叠、流线不顺等缺陷产生的原因.通过数值分析得出了合理的坯料形状、模具形式及成形工艺参数,消除了成形中可能出现的缺陷.     

离心压气机进口导叶尾迹的形态、输运及与叶轮流场的相互影响

采用数值模拟方法研究了跨声速离心压气机进口导叶与叶轮的静/动叶排相互影响作用,研究包括三种几何间距模型及对同一间距模型使用了两种不同的转静子交界面位置设定.计算结果表明:交界面位置的设定对混合平面法定常计算性能会产生较大影响,对非定常性能影响很小;叶排间距大小对级性能影响几乎可以忽略,但间距减小会造成流场内压力波动增大;叶轮激波使叶轮对导叶流场的影响几倍甚至十几倍大于导叶对叶轮流场的影响,且激波的影响作用使导叶压力面、吸力面侧压力波动由不同的原因造成.      

PAN基碳纤维表面液相氧化改性研究

利用拉曼光谱(Raman),红外光谱(IR)和扫描电镜(SEM)对经过KClO3/H2SO4液相改性处理的碳纤维(CF)表面结构进行了研究,并初步讨论了微观结构对碳纤维单丝力学性能的影响.结果表明:纤维表面的沟槽随改性处理时间增加逐渐加深;表面处理的刻蚀作用会使晶粒边界活性增大,石墨微晶变小;改性处理能够增加CF表面活性官能团(羧酸(-C=O)和酚羟基(-OH)),降低碳纤维表面惰性;表面处理后纤维的力学性能均有所下降,液相氧化处理60min和120min后,拉伸强度分别降低约15％和50％.     

基于改进量子粒子群的发动机部件特性修正

为提高发动机部件特性修正的精度,在分析修正因子法的求解条件以及目标方程的选取原则的基础上,利用部件特性删除法,直接以各部件特性参数作为被优化变量进行特性修正。对于目标函数,提出利用量子粒子群(QPSO)算法优化求解,并针对算法存在早熟收敛的问题进行。改进以涡扇发动机试车试验数据为依据,分别利用改进算法和其他典型算法进行部件特性修正计算。计算和试验结果对比表明,算法要明显优于其他被比较的算法。     

基于可靠度和效用的预维修模型

针对设备的预维修策略问题,提出了一种基于可靠度和效用的方法。方法考虑了设备使用过程中的质量问题,引入质量损失函数,建立了设备维修总成本函数。在此基础上,结合引入的失效率递增因子,建立了设备最佳可靠度模型,求解得到最佳维修周期;结合引入的可靠度恢复函数,建立了设备维修的效费比函数,求解得到设备的最佳维修方式。运用Matlab编程仿真求解出满足设备可靠性和效费比要求的预维修计划。     

基于K-均值聚类与粒子群核极限学习机的推力估计器设计

鉴于航空发动机直接推力控制与健康管理需要高精度及高实时性的推力估计器,提出了一种基于K-均值聚类与粒子群优化的核极限学习机推力估计方法。采用K-均值聚类对全工况范围内的测量数据进行聚类,在每一个子类中,通过核极限学习机建立推力估计器,采用粒子群算法对核极限学习机的核参数和惩罚系数进行优化,利用了核极限学习机稳定性好、非线性拟合能力强的特点,实现了对发动机推力的估计。经涡扇发动机台架试车数据训练与测试表明,本推力估计方法平均预测时间为0.27ms,实时性满足机载在线状态评估和直接推力控制需求,且在估计精度上较现有方法存在一定优势。     

基于天线安装的菱形翼无人机翼型优化设计

以菱形翼布局高空长航时(HALE)传感器无人机研究为背景,分析了翼型内部安装平面相控阵雷达天线的基本原理。通过推导雷达探测性能的估算方程,建立了在翼型中安装平面相控阵雷达天线的数学模型。采用数值模拟的方法,对典型雷诺数下的RAE2822翼型的气动特性进行了研究并与试验数据进行了对比,验证了使用有限体积法k-ωSST(Shear Stress Transport)湍流模型求解雷诺平均Navier-Stokes方程在这一状态下的可靠性和适用性;同时对不同厚度的NACA 64A系列翼型的流场结构和流动机理进行了分析,在此基础上提出了一种满足平面相控阵雷达天线安装情况下翼型的优化设计思想。优化结果验证了这一设计思想的可行性。     

试飞阶段可靠性评估方法及试验方案设计

提出将基于2参数威布尔分布的小子样零故障寿命试验方法用于航空发动机等高可靠性航空武器装备设计定型试飞阶段平均故障间隔时间评估以及可靠性专项试飞/地面试验设计,通过计算给出可靠性评估及试验设计系数用表;同时采用Matlab对航空发动机历史试验数据进行拟合,得到对应的形状参数;在此基础上,以某航空发动机为例对该方法工程应用的适用性和有效性进行验证。结果表明:该方法具有较强的工程应用性,可用于解决试飞阶段航空发动机等高可靠性产品可靠性评估及试验设计问题。