高倍频程火山烟雾超宽带平板天线

在3m×1.5m×0.2m的尺寸限制下,基于电阻加载技术设计了一种新颖的高倍频程火山烟雾超宽带平板天线。该天线采用同轴馈电,通过扫参仿真优化低频匹配电路,实现了从标准的传输线阻抗(50Ω)到自由空间波阻抗(377Ω)的完美渐变,获得了最佳的低频拓展辐射性能。仿真结果表明天线在300kHz～300MHz的频带范围内驻波比(VSWR)小于2.5(S₁₁<-7.2dB),首次实现了1000倍频程超宽带辐射,远场辐射方向图表明天线在前向实现了近似均匀场辐射。研制了实物天线,并开展了实验测量,实验结果表明天线在前向实现了近似均匀场辐射,天线的波形保真特性良好,天线背向辐射小于5%。     

一种基于波形的距离扩展目标检测方法

针对高分辨率雷达距离扩展目标检测问题,提出了一种基于一维距离像波形的距离扩展目标检测器。分析了目标一维距离像的波形特点,对一维距离像的离散序列进行FFT变换,获得变换后的低频分量平均值与高频分量平均值的比值,以其中最大的比值作为检测统计量并进行有无目标的判决。仿真结果表明,此检测方法的检测性能要优于依赖于散射中心空间分布密度的广义似然比（SSD—GLRT,Spatial Scattering Density—Generalized Likelihood Ratio Test）检测器,并且明显优于基于波形熵的检测器。     

航空发动机引气管卡箍断裂失效分析

针对某发动机发生的引气管单联卡箍组件中的卡箍上半部断裂的故障,对断裂的卡箍上半部进行宏观侧表面检查、断口及材质分析,结果表明：卡箍上半部断口疲劳源区位于卡箍上半部与下半部接触侧的表面区域,在螺栓装配中引起卡箍上半部发生塑性变形而产生表面拉应力,并且在发动机振动载荷作用下产生微动磨损,从而破坏了卡箍上半部螺栓孔周围局部的表面完整性,降低了该部位的抗疲劳强度,是导致卡箍上半部产生疲劳萌生进而发生断裂故障的根本原因。在卡箍上、下半部之间加装垫片的改进建议已在新的结构设计中得到应用,垫片的加装消除了卡箍上半部在装配过程中由于变形而产生的表面拉应力,并且减轻了卡箍上、下半部之间的微动磨损,从而避免此类故障再次发生。     

航空制造企业工艺设计与管理平台研究与应用

针对型号研制及交付对工艺设计提出的高效率、高质量和快速响应的要求,结合企业数字化转型的发展趋势,开展了面向航空制造企业的数字化工艺设计与管理平台构建技术的研究,论述了平台架构、业务模式和关键技术。提出构建以产品模型与制造构型信息作为数据主线,以型号研制工艺业务过程作为业务主线,以工艺工作任务管理为抓手的面向工艺全过程的集成化、一体化、基于模型、可扩展的数字化工艺设计与管理平台,实现数字化技术赋能工艺业务能力提升。     

基于等参梯度单元的功能梯度材料结构分析

为了解决功能梯度材料非均质特征引起的特殊力学行为的模拟仿真技术难题,本文基于有限元基本理论框架,将材料梯度引入形函数,对单元刚度矩阵进行改写,发展了平面四节点与八节点等参梯度单元,并采用高斯积分数值处理方法,基于ABAQUS平台开发了等参梯度单元UEL(User?defined element)子程序,建立了功能梯度材...     

面向宇航应用光传输微系统集成技术

为了满足宇航系统对高速、宽带数据和图像传输产品小体积、轻质化的需求,研究光传输高速高密度集成技术.基板采用带状差分线设计和叠层组装工艺,提高集成密度、缩小体积提升了系统组装的空间,并通过建模仿真设计分析高速信号完整性;将光器件设计在外壳底板上,实现高效散热结构设计,同时提高了光器件使用可靠性;采用混合集成微组装工艺,硅...     

基于辐射加热的涡轮叶片热冲击试验方法

针对涡轮叶片热冲击试验的需求,提出了一种基于石英灯辐射加热的涡轮叶片热冲击试验方法。采用高功率双排石英 灯进行辐射加热、氮气和水雾相结合进行主动冷却、伺服作动系统进行加热冷却循环运动控制。通过仿真计算分析了辐射加热方 式和气雾结合冷却方式的可行性和有效性,并根据仿真结果开展了加热器、冷却设备设计,构建了基于石英灯辐射加热的涡轮叶 片热冲击试验系统,实现了50次冷热循环的热冲击试验考核。结果表明：采用石英灯辐射加热和气雾结合降温的试验方法可以 模拟涡轮叶片热冲击所需的温度场和升降温速率。基于石英灯辐射加热的热冲击试验方法有效、可靠,能够精确模拟叶片温度 场,大部分特征点温度控制偏差均小于5%,可应用于涡轮叶片热冲击试验。     

基于LTSA融合降维法的滚动轴承可靠性评估方法

为了保障滚动轴承在给定工况下安全平稳地运行,提出了一种基于局部切空间排列(LTSA)和威布尔比例故障率模型(WPHM)的滚动轴承可靠性评估方法.该方法提取滚动轴承整个寿命周期的时域、频域、时频域及统计等不同分析域上的特征指标,从中筛选出包含滚动轴承运行状态的特征指标,构建出高维多域特征集;利用局部切空间排列算法对高维多...     

壁温对压缩拐角流动影响的数值模拟研究

压缩拐角是高超声速飞行器上的典型非连续区域,其分离/再附结构对局部热环境有较大影响。本文采用基于Navier-Stokes方程的自研程序,开展了典型压缩拐角外形的气动热环境数值模拟研究,分析了不同壁温条件下压缩拐角的热环境分布规律。计算结果表明:随着壁温升高,流场整体结构变化不大,但由于近壁面流体物性参数变化较大,导致拐角分离涡分离点向前移动、再附点向后移动,拐角处干扰区扩大;压缩拐角大部分区域的热流随着壁温的升高而减小,且干扰区内热流减小的幅度比无干扰区更大,但热流并不完全遵循随壁温升高而减小的规律。另外,通过对比变壁温计算热流和热壁修正公式修正热流,发现热壁修正公式在干扰区存在精度降低、适用性不足的问题。本文的研究进一步加深了壁温对压缩拐角流动影响的认识,缩小了热壁修正公式的适用范围。     

S型收缩流道对涡轮通流能力影响的研究

为进一步提高航空发动机涡轮通流能力，以小型跨声速涡轮为原型，研究了静子S型收缩流道对涡轮通流能力的影响。将S型流道直线段长度和收缩段内外圆半径比作为流道造型参数，分别针对原型涡轮静子内外端壁进行调整造型，得到一系列不同参数组合的S型内外端壁涡轮算例。保持膨胀比为设计值不变，利用CFD软件对原型和S型流道涡轮进行设计点模拟分析。结果表明，S型流道涡轮流量提升的原理在于增大的静子喉道面积。在相同造型参数下，S型外端壁涡轮的静子叶根损失被有效降低，流量提升明显，且流量高于S型内端壁涡轮1%左右，但由于最大外径增大使其质量通量提升效果减弱；与之相反，S型内端壁涡轮的质量通量提升明显，且高于S型外端壁涡轮3%左右。从提升涡轮质量通量并保证效率不低于原型的角度看，S型外端壁造型参数选取范围更广。