气流激励下叶片动力响应分析方法

利用在物理过程上的耦合代替数学方程上的耦合,完善了双向顺序耦合求解的理论,进一步给出了双向顺序耦合的数值求解方法,并描述了其在物理上对应的过渡过程.结合具体工程算例,分析得到某小型发动机二级静叶在气流激励下的流场分布形式和叶片动力响应的特点,指出了双向顺序耦合数值求解方法的优越性.      

三种典型湿度标准器性能参数对比分析

选取DHT-2000型高精度温湿度测试仪、VaisalaHMP233温湿度仪和Syinyei S-1型露点仪三种典型的湿度标准设备,利用湿度检定箱对比分析了在30%-90%RH的湿度区间,三者测湿性能参数的差异。结果表明：DHT-2000型高精度温湿度测试仪与露点仪的测量精度相对较高,响应时间短,重复性较好。在取样湿度较高时,露点仪对环境要求较高,复现性相对较差。     

2024-T3铝合金孔板高低周复合疲劳试验研究

对2034-T3铝合金孔板试件进行了高低周复合疲劳性能试验,研究高低周循环次数比对复合疲劳寿命的影响,建立了高低周循环次数和应力幅比与高低周复合疲劳寿命之间的关系式,并对现有损伤累积模型的适用性进行了分析讨论。试验和分析结果表明：随着高低周循环次数增大,复合疲劳寿命有显著的降低,复合疲劳寿命与高低周循环次数比呈对数线性关系。现有的累积损伤准则对试验结果的预测偏于危险,非线性累积损伤准则优于线性累积损伤准则。     

某型干式低NOx燃烧室污染物排放试验

应用高压试验台完成了某重型燃气轮机(E级)干式低NO_x(DLN)燃烧室烧天然气污染排放性能试验与研究.各工况下CO及UHC质量分数很低,燃烧室能够保证稳定高效燃烧.燃烧效率达到99%以上;额定工况NO_x质量分数204 mg/N.m3(15%O₂),大大超出设计要求.试验结果表明:该燃烧室值班燃料比例过大,导致扩散燃烧产生NO_x效果明显;燃料预混不均匀是NO_x质量分数过高的另一重要原因.这一结论为该燃机的改进提供了可靠参考和依据.      

整机结构设计的评估方法——结构效率

从整机动力学的角度,提出一种量化各种结构改进设计对整机性能收益的评估方法——结构效率,其内涵应当包括发动机质量有效承载项,模态参与项以及变形量协调项,并建立初步分析方法.通过某转子/支承系统的结构优化算例,指出了结构效率在整机结构设计中的优越性,并对结构概率的进一步研究前景和研究重点进行了论述.      

基于“北斗二代”的卫星星座设计

针对"北斗二代"卫星导航系统,首先,设计适合我国区域导航定位需求的GEO+MEO的星座;在此基础上增加一个倾斜地球同步轨道卫星星座扩充成一个GEO+MEO+IGSO的全球卫星导航系统;进行GDOP值和可见星数仿真,根据仿真结果对星座参数进行优化。     

气流激励下叶片的高周疲劳概率寿命预估

航空发动机中叶片振动引起的高循环疲劳失效是尤为突出的问题,将概率方法引入叶片高周疲劳寿命预估是叶片高周疲劳问题研究的重要途径。建立了叶片系统的概率疲劳积累损伤模型,由求得的振动应力出发,提出了一套完整的气流激励下叶片高周疲劳概率寿命的预估方法,分析中可以量化各种不确定因素对振动应力和疲劳寿命的影响,包括模态特征的不确定性和激励特征的不确定性。结合具体工程算例,分析得到某小型发动机二级静叶在工作转速下随工作时间增长的概率疲劳积累损伤,并给出了对应的工作可靠性。     

双惯导自主定位系统方案探讨

介绍了双惯导定位系统的组成、功用和数据融合方式基本模式,提出了三种定位方案并进行了比较分析,阐述了利用车载惯导对弹上惯导的验证性能,通过双惯导互为备份使用使武器系统的机动性和生存能力得到提高.     

高温下DD6单晶气冷叶片模拟试样拉伸性能试验

通过选晶法制备DD6单晶薄壁圆管模拟试样,对850℃和980℃两种温度下[001]晶体取向含与不含气膜孔的薄壁试管进行拉伸性能试验研究.结果表明:在850℃条件下,[001]取向含气膜孔的拉伸性能比[001]取向不含气膜孔的拉伸性能降低10.5%;在980℃条件下,[001]取向含气膜孔的拉伸性能与[001]取向不含气膜孔的拉伸性能水平相当,这表明温度越高,气膜孔对薄壁件拉伸性能的影响越不显著;但在980℃ 条件下,[001]取向通气状态的拉伸强度比不通气状态下的拉伸强度提高16%.同时,发现圆管表面状态及通气状态是影响单晶薄壁试样高温性能的重要因素,特别是通气状态的存在显著提高了其高温力学性能.      

静压气体轴承气膜力及其与转子耦合动力学特性研究

针对静压气体轴承,进行三维实体建模,采用供气孔区域非结构化网格和非供气孔区域结构化网格相结合的网格划分方法;采用基于有限体积法的计算流体动力学(CFD)商业软件对三维稳态可压缩气体Navier-Stokes(N-S)方程进行求解;根据计算结果,通过数据拟合获得了考虑转子偏心和转速的静压气体轴承气膜支承力模型.基于有限元法建立了气体轴承-转子系统动力学模型,采用Newmark逐步积分法求解了系统的临界转速和不平衡响应.在此基础上进行实验测试,验证了数值仿真结果.研究结果表明:低速、小偏心下,气膜主支承力随偏心呈近似线性变化;高速、大偏心下,气膜主支承力急剧增大,气体轴承的动压效应显著增强;气膜x,y向耦合支承力随转速和偏心呈非线性变化;转子系统一、二阶临界转速对当前结构刚度变化比较敏感,而三阶临界转速对此不敏感.因此,气体轴承气膜支承力的非线性特性及其与转子耦合动力学特性较为复杂,在对气体轴承进行结构设计时,应充分考虑其与转子的耦合,合理设计工作转速范围.