基于对数正态分布的多部位疲劳结构的疲劳寿命预测方法

以实现多部位疲劳结构的寿命预测为目的,基于概率累积损伤法则,推导了基于寿命服从对数正态分布的概率疲劳寿命预测方法。根据损伤临界值与应力水平无关这一前提条件,将损伤临界值由传统确定性的值1转换为随机变量,累积损伤由确定性的中值损伤计算,建立了"中值累积损伤-概率损伤临界值"干涉模型。当对数寿命标准差恒定时,对比了所提出模型和基于Monte Carlo仿真的Miner累积损伤方法的寿命预测结果,验证了模型的准确性以及其方便快捷的优点;当对数寿命标准差变化时,损伤临界值由满足损伤等效的应力基准决定,此时亦可得到高精度的偏于安全的寿命预测结果。     

基于超静定配平的机动载荷控制风洞试验

介绍了俯仰机动载荷减缓(MLA)在某运输类飞机缩比风洞试验模型上的应用,旨在通过风洞试验研究一种基于超静定配平原理的机动载荷控制方法。首先,对模型飞机纵向超静定配平方法进行了研究并从理论上揭示通过其减缓机动载荷的基本原理;然后,依据超静定配平原理设计了MLA控制律,通过反馈模型飞机等效过载驱动副翼偏转减小机翼载荷,同时偏转升降舵来保持飞机的俯仰机动性能;最后,依次实施了超静定配平试验,气动伺服弹性稳定性试验以及机动载荷减缓试验,分别用以确定MLA控制律参数,检查控制系统稳定性以及获取俯仰机动时的系统响应。试验结果表明:在MLA控制律作用下,机翼根部弯矩增量比MLA控制律关闭时减小了10%以上,而模型飞机的俯仰机动性能基本保持不变;MLA控制律的加入使控制增稳系统稳定性略有下降;通过超静定配平试验确定MLA控制参数的方法有效提升了MLA控制律设计可靠性,使翼根弯矩减缓量接近目标值。研究工作为运输类飞机的机动载荷控制设计与试验提供了一种可行途径。     

贮箱壁板法兰盘装配及自动化焊接工艺

现有的壁板法兰盘焊接工装结构简单,压紧力小,并且为手工焊接,焊后法兰盘焊缝残余应力与变形大,质量稳定性差,不能满足型号使用需求。本文从影响法兰盘焊接质量因素入手,研制了法兰盘自动化焊接工装,在模拟仿真的基础上,得到0.15~0.25 mm的过盈装配量法兰盘与孔径采用的过盈量为最优,采用先装壁板后装法兰盘的流程可有效避免装配裂纹,并通过焊前加热垫板的方式解决法兰焊缝打底裂纹难题,采用自动焊工艺焊接的法兰成型美观,焊接缺陷比手工焊降低70%以上,接头低温平均抗拉强度达到348 MPa,延伸率为6.7%。     

星敏感器在轨光行差修正方法研究

星敏感器作为目前航天器中最重要的姿态测量敏感器,其精度直接影响航天器姿态测量精度,因此对其误差源进行分析和修正则尤为重要。提出了一种星敏感器在轨光行差修正方法,根据光行差产生的原理和特点,将星敏感器沿探测器X和Y方向产生的光行差误差角巧妙地转换为光行差误差四元数,并直接对输出四元数进行修正,从而为修正星敏感器光行差提供了一种方便简洁的方法。     

射频介质阻挡放电改善NACA 0015翼型气动性能的实验

介质阻挡放电(DBD)均匀稳定、易于敷设,是机翼/翼型等离子体流动控制(PFC)中最常用的激励方式。射频介质阻挡放电激励频率高、放电功率大,且能在流场中产生明显的加热,应用潜力大。采用射频电源驱动DBD激励器产生等离子体,分析放电的体积力、热特性和诱导流场特性,开展了射频介质阻挡放电改善NACA 0015翼型气动性能的实验,研究了占空比、调制频率、载波频率和电源功率等参数对流动控制效果的影响规律。结果表明:射频等离子体激励的体积力效应随激励电压的增大而增加;射频等离子体激励产生的热量在诱导的流场中进行传导,加速流场;当来流速度为20m/s,Re=3.36×10~5时,在翼型前缘施加激励,使翼型临界失速迎角推迟1°,最大升力系数增大6.43%,且在过失速迎角下仍具有流动控制效果,使升力下降变缓;调制频率越大,控制效果越好;存在最佳占空比、载波频率和功率,占空比对流场控制效果的影响最显著,最佳占空比、载波频率和功率分别为20%,460kHz和50W。射频等离子体激励以体积力效应、热效应和诱导壁面射流改善失速流场,使得NACA0015翼型气动性能极大改善,流动分离得到有效控制。     

一体化凹腔支板稳定器贫油熄火性能初步试验

在来流温度773~1 073 K、来流马赫数020~032及常压条件下,试验研究了来流温度及马赫数对一体化凹腔支板稳定器(ICBSF)贫油熄火(LBO)性能的影响。结果表明:由于凹腔结构有利于燃油的蒸发与雾化,一体化凹腔支板稳定器的贫油熄火油气比为0001 3~0002 7,具有较宽的贫油熄火边界;与传统钝体火焰器类似,一体化支板稳定器的贫熄油气比随着来流马赫数的增加而增大,随着来流温度的升高而减小。此外,当来流温度显著增高时,来流马赫数对一体化支板稳定器贫油熄火油气比的影响变弱;同样,当来流马赫数显著增高时,来流温度的影响也变弱。     

大容量直驱风电机组级联直流组网系统设计

传统交流组网风电场系统存在多次电能转换、成本高的问题。针对这个问题,设计了一种大容量直驱风电机组级联直流组网海上风电场系统,其直接将每台机组的直流输出级联形成高压直流进行传输,而无需额外的海上升压站平台。风电机组采用了永磁直驱风力发电机及其变流器,其中变流器包括了AC/DC单元和DC/DC单元,并设计了控制策略,即通过DC/DC单元的占空比调节来实现电流的持续输出和最大功率跟踪。陆基逆变电站采用晶闸管型逆变器,设计了工作模式和控制策略,其主要功能是实现高压直流链路的电压电流调节。最后,基于PSCAD/EMTDC仿真平台,搭建了容量为150 MW的风电场系统进行了仿真计算,计算结果验证了该系统具有较高的鲁棒性和对风速变化的适应性,同时每个机组都能独立的实现最大风能捕获。     

连续变迎角测力试验技术在大型暂冲式跨声速风洞中的应用

由于暂冲式高速风洞运行时间短暂,普遍采用阶梯变迎角方式进行静态测力试验,其试验信息量难以满足先进飞行器研制的试验需求。为在暂冲式高速风洞中获得更为详尽的气动力信息,在2．4m跨声速风洞中进行了连续变迎角测力试验技术应用研究。主要介绍了该项试验技术的基本特点,给出了J7标模的主要试验结果。结果表明,该项试验技术获得的气动力数据与常规阶梯方式具有很好的一致性,可以满足工程实用的要求。     

蒸发管蒸发及雾化特性

为了研究某型发动机中的Γ型蒸发管的蒸发性能,在进口空气为常压条件下进行实验研究.实验采用燃气加热,模拟实际蒸发管工作环境.实验研究气油比、进口空气温度以及蒸发管管壁温度的变化对蒸发管燃油蒸发率及出口索太尔平均直径SMD(Sauter mean diameter)的影响.实验结果表明:气油比(AFR)、蒸发管空气进口温度及蒸发管壁温对蒸发率及SMD都有着很大的影响,气油比的增大和空气进口温度的增大以及蒸发管壁温的提高都会导致燃油蒸发率的增大和出口SMD直径的减小,而三者中壁温的作用最为显著.      

TB6钛合金激光喷丸与机械喷丸残余应力场有限元模拟

利用有限元软件建立了TB6钛合金激光喷丸以及机械喷丸的三维数值分析模型,研究了不同工艺参数对残余应力场的影响;对比了两种喷丸工艺所形成的应力波和各自的衰减规律;研究了两种喷丸工艺的复合强化工艺对残余应力场的影响。结果表明:激光喷丸形成的平面波造成较深的应力影响层,深度可达1.5mm;机械喷丸形成的球面波产生较大的残余应力,最大残余压应力可以达到屈服强度的1.1倍。塑性应变越大残余应力越大,塑性应变层与残余应力影响层深度相近;在两者复合强化工艺中,残余应力影响层深度与激光喷丸的相近,最大残余压应力可达屈服强度的1.2倍。