基于小样本物理测试的T800H碳纤维复合材料许用值虚拟大样本技术研究

获得材料许用值的传统方法是对各种形式的材料和试样进行物理试验,并根据"积木式"方法逐级验证单元、子部件和部件。然而,按照"积木式"方法进行测试的成本很高。因此,需要一种新的方法,在较短的时间内完成新材料体系表征鉴定,并推进其在工程中的应用。根据FAA/ASTM建议,非均质单胞多尺度建模/虚拟测试技术,可以成为设计应用过程早期的材料和结构的验证策略。以材料的细观力学/宏观力学为基础,充分考虑制造过程,测试数据和服役环境影响,结合渐进失效分析来预测结构/部件安全性,建立了多尺度虚拟测试工程应用流程。本文采用美国AlphaSTAR公司研发的成熟商业软件平台GENOA,使用单向带测试的统计数据来逆推纤维和基体材料性能以及制造变量的不确定性。这些不确定性随后被用于生成层合板结构的随机虚拟测试试样,计算许用值。这种仿真方法在T800H项目中获得成功应用,大量减少了物理试验。     

大涵道比涡扇发动机风扇/ 增压级试验件结构 设计及验证

某大涵道比风扇/增压级试验件为1级风扇加3级增压级结构,为实现风扇/增压级部件特性录取,结构设计在满足气动设计要求的基础上,重点考虑了合理性和可靠性问题,采用理论结合工程经验的方法完成了转子支撑、静子连接和轴承润滑及密封等难点设计,兼顾大涵道比风扇/增压级结构及气动特点,采用宽弦风扇叶片设计、榫头/榫槽圆弧榫连及装配式风扇转子流路板结构。顺利完成试验件研制工作,经试验验证,压比、效率等性能参数达到或超过设计指标。     

航空发动机双转子系统“临界跟随”现象的机理及影响

为了探明“临界跟随”现象导致航空发动机振动居高不下的产生机理,建立了考虑中介轴承的双转子动力学模型,推导了双转子发生“临界跟随”现象时参数之间的关系,分析了“临界跟随”状态下转子系统的动力学特性。结果表明:“临界跟随”现象会导致转子系统无法越过盘偏摆振型临界转速,造成转子振动对不平衡质量分布极其敏感,其主要影响因素为盘极转动惯量与直径转动惯量的比值(简称惯量比)以及双转子增速比;当高压盘等效惯量比等于1,或增速比与任意低压盘惯量比相等时,转子系统表现出高压激励条件下的“临界跟随”特征;当低压盘惯量比等于1,或增速比与高压盘等效惯量比的乘积等于1时,转子系统表现出低压激励条件下的“临界跟随”特征。提出了必须严格控制航空发动机叶盘的等效惯量比以及双转子转速控制律的设计建议。      

翼型低雷诺数层流分离现象随雷诺数的演化特征

层流分离现象是翼型低雷诺数条件下出现的典型流场特征。层流分离流动中包含流动分离、转捩、再附等非定常流动结构,层流分离流动的形成与演化会对翼型气动特性产生恶化作用。采用大涡模拟（LES）方法对低雷诺数范围内不同雷诺数下的翼型层流分离流动开展精细数值模拟,研究了雷诺数对翼型气动特性的影响规律及作用机理。LES方法采用隐式亚格子模型,基于结构化拼接网格,对流项离散和时间推进方法分别采用AUSM⁺格式以及双时间步方法。验证算例计算结果表明数值模拟方法的正确性及可靠性,雷诺数对翼型气动特性具有显著影响。随雷诺数降低,时均分离泡外形增大、位置后移,平均阻力系数增大,特别是在较低雷诺数下,翼型升阻力系数随时间出现振荡现象。进一步研究表明,造成不同时均分离泡形态和气动特性的原因在于翼型上表面分离剪切层的失稳与转捩特征。随雷诺数降低,流动黏性增大,导致分离剪切层速度梯度减小,流动发生转捩及再附位置后移,直至翼型表面不再发生转捩和再附。     

半球谐振陀螺发展综述

首先阐述了半球谐振陀螺工作原理及技术优势,后着重对其在美国、俄罗斯、法国的发展历程、应用场景、技术发展、精度指标及进行了综述,同时概述了国内的发展历程、现阶段达到水平。其后,针对海上领域武器系统的特点及需求,在借鉴国外已有应用的基础上,论述半球谐振陀螺在海上应用的可能性及优势。最后对半球谐振陀螺的未来发展进行了展望。     

基于SVPWM过调制的超前角弱磁控制永磁同步电机的策略研究

研究了电动车用内置式永磁同步电机的控制策略,提出了超前角弱磁控制与空间矢量脉宽调制(SVPWM)过调制结合的控制系统。超前角弱磁控制使用转速、电流和电压的3个闭环控制,电机端电压与直流侧电压组成电压控制环,产生电机弱磁的电流超前角直接给定交直轴电流。SVPWM过调制算法可以有效提高逆变器输出电压基波幅值,电机使用弱磁控制方式达到最大转速后使逆变器进入过调制状态,最大限度扩大转速范围。对该控制系统进行了仿真研究,仿真结果证明了理论分析的正确性和可行性。     

一种新的基于ANSYS的机翼挠曲变形建模方法

针对传递对准中机翼挠曲变形建模方法适用性差的问题,提出了一种基于有限元分析的不同挂点处弹载子惯导系统的机翼挠曲变形建模方法。以柔性较大的大展弦比机翼为研究对象,建立了薄蒙皮、双翼梁、多肋板式机翼模型。通过绕流分析得到的机翼上、下表面压力分布云图,在此基础上对机翼结构进行气动载荷的加载。根据ANSYS瞬态动力学分析,获取了机翼挠曲变形角的随机过程序列,并利用AR(n)模型代替ARMA(p,q)模型进行建模。采用一种改良卡尔曼滤波算法对模型参数进行估计,并利用信息准则对模型的适应性进行检验。根据参数辨识的结果,最终得到了机翼的挠曲变形模型。     

基于最小约束系统的分布式协作定位研究

5G移动通信系统中,设备到设备的通信方式产生了节点间的信号测量,可用于提升无线定位的覆盖范围和定位精度。提出了一种基于最小约束系统的分布式协作定位方法,该方法首先利用已有算法估计节点参考位置,并据此构建最小约束确定网络的位置及朝向,然后在该约束下极大化由节点间测量引出的似然函数,获得位置估计。理论研究表明,该方法将由节点间测量确定的相对位置拟合到参考位置处,在参考位置等于真实位置时达到最优效果。仿真结果表明,该方法可有效提高定位精度,并具有分布式和可扩展等优点。     

篦齿封严风阻温升特性研究

篦齿封严风阻温升效应引起的热负荷对航空发动机涡轮叶片冷气系统有着重要的影响。采用理论分析、数值计算与实验相结合的方法系统地研究了篦齿封严的风阻温升特性。首先,对篦齿封严风阻温升特性进行了理论分析,设计搭建了篦齿封严风阻温升特性实验台,建立了基于RNG（Re-Normalization Group） k-ε湍流方程的篦齿封严风阻温升数值求解模型。然后,研究了篦齿封严流场特性、泄漏特性和风阻温升特性,并将理论计算、数值仿真与实验测试结果相互对比分析,研究了压比、转速等因素对篦齿封严风阻温升特性的影响规律,揭示了篦齿封严的风阻温升效应产生的机理。结果表明：高低齿篦齿封严结构减弱了篦齿封严的透气效应,增强了篦齿封严的动能耗散,有利于降低篦齿封严的泄漏量;在所研究的工况下,转速低于2 000 r/min时,风阻温升效应较小,转速在2 000~6 000 r/min时,风阻温升随转速的升高而增大,温升值最高可达12.87 K;压比的增大会加强气流的对流换热,转速为6 000 r/min时,压比从1.1增加到1.3,温升值下降了7 K左右;风阻温升产生的主要原因是流经封严间隙的黏性气流与高速旋转的转子相互摩擦产生热量,气流吸收这部分摩擦热导致温度升高,转子转速越高,风阻温升效应越强。所研究的篦齿封严风阻温升特性为航空发动机内通道气流热负荷分析提供了理论依据。     

苯基硅中间体对阻尼硅橡胶性能的影响

为了提高硅橡胶高温下的阻尼性能,将高苯基含量的苯基硅中间体添加到硅橡胶中,并使用硫化剂2,4-二氯过氧苯甲酰(DCLBP)与硅橡胶共硫化。通过无转子硫化仪、SEM、DMA、TG对改性硅橡胶性能进行表征。结果表明:随苯基硅中间体用量的增加,硅橡胶的硫化程度降低,硬度和拉伸强度下降,而拉断伸长率、撕裂强度和高温下的损耗因子tanδ明显提高。当添加量为15份时,硅橡胶拉伸强度为7. 75 MPa,最大损耗因子tanδmax从0. 2提高到0. 3。