推进剂利用系统液位采集故障的分析与改进设计

研究了基于三冗余控制方案的推进剂利用系统液位信号采样的原理,深入分析了系统试验中液位信号采集故障的问题,进一步采用了一种基于周期延时的行末点换行策略,彻底解决了三冗余状态下由不同步带来的液位信号采集故障问题。     

空间可展开薄膜遮光罩设计与分析

对于觅音计划的光学系统而言,太阳光是其杂散光的首要来源,是影响成像质量的重要因素.通过将仿生技术和折纸理论相结合,完成光学系统的遮光罩设计.依据花朵开放过程,获取遮光罩的拓扑构型,完成遮光罩折展设计,并根据光学系统任务需求,优化遮光罩拓扑构型.采用底面为正六边形的拓扑构型时,遮光罩的折展比为8,且折叠后的包络空间和卫星...     

Numerical simulation of airfoil flows with a turbulence model

Turbulent flows over AS240 and NACA4412 airfoil were simulated numerically using a two-equation turbulence model named k-ξ model. The predictions of velocity profiles and the pressure coefficient of airfoil AS240 at 8°/19° attack angle and NACA4412 at 13.87° attack angle were calculated. The results were compared with those using k-ε and k-ω models,as well as experimental data. It indicates that the new k-ξ model offers more realistic prediction than the other two models. The main finding shows that the new k-ξ model is good at predicting separated flows around airfoils, and it captures the flow feature of pressure-induced separation adequately. All calculations are implemented as per openFOAM 1.7.1(open source field operation and manipulation).      

小展弦比机翼加装格尼襟翼的低雷诺数试验

通过风洞试验研究了在低雷诺数下加装格尼襟翼的小展弦比机翼气动特性,机翼展弦比为1.67,格尼襟翼为1%~4%弦长高度,试验雷诺数分别为2.0×105和5.0×105.天平测力和表面测压的试验结果表明:低雷诺数下小展弦比机翼加装一定高度的格尼襟翼后,升力系数明显提高,加装1%弦长高度的格尼襟翼还能够提高机翼的升阻比.这是因为在试验雷诺数下,合适高度的襟翼在提高了机翼升力的同时并未显著增大机翼阻力.对比不同试验雷诺数下格尼襟翼的作用效果,表明格尼襟翼能够减少低雷诺数气流分离的不利影响,并且在较小的雷诺数下这种作用更加显著.关于格尼襟翼对低雷诺数层流分离现象的影响,还需要通过细致的流场显示技术进行研究.      

回流环形燃烧室出口温度场的试验

以某涡轮风扇发动机回流环形燃烧室为研究对象,采用试验的方法,研究了不同工况下该燃烧室出口温度分布特性.部件试验结果得到了出口温度沿周向分布和径向分布特性,重点详细分析了温度沿涡轮导叶叶高的分布特性,并在此基础上提出了局部扇形区域径向温度沿叶高的分布特性这一概念来考核燃烧室出口温度品质,为燃烧室出口温度分布的评估和改进优化提供了有益的参考价值.      

复合材料单排多钉接头疲劳损伤失效试验

针对T300/BMP-316复合材料层合板单排三钉双剪连接接头进行了静拉伸与拉-拉疲劳试验研究,考虑了三钉接头的三种几何尺寸及有无拧紧力矩两种工况对其力学性能的影响.为对比三钉与单钉螺栓接头的力学性能差异,对单钉螺栓接头也进行了试验.为了解层合板双剪接头螺栓孔随着载荷增加的变形情况,对螺栓孔的径向伸长变形进行了测量.结果表明:三钉接头的破坏形式与接头的尺寸密切相关;用单钉接头的力学性能来表征多钉接头的力学性能存在一定的误差;试验得到了螺栓孔变形与载荷增加的关系曲线.      

双向应力状态下IC10高温合金的屈服行为研究

 为了研究Ni₃Al基金属间化合物IC10高温合金的屈服行为,对其进行了不同加载路径下的双向拉伸试验.试验采用十字形双向拉伸试验件在Zwick/Roell Z010双向拉伸试验机上进行,得到的最大等效应变为0.02.试验加载方向与材料塑性各向异性主轴重合,采用位移控制方法让两个夹头的加载速率比保持不变,得到不同线性加载路径下的应力-应变曲线.根据单位体积塑性功相等原理获得了IC10合金在双向拉伸应力状态下的屈服轨迹,并与目前常用的几种正交各向异性屈服准则及von Mises屈服准则预测结果进行了对比.结果表明,IC10合金的试验屈服轨迹呈外凸性,以双向等拉线为界的上下部分屈服轨迹不对称,显示出明显的塑性各向异性.各向同性von Mises 屈服准则只包含一个材料常数,无法描述IC10合金的塑性各向异性行为;Hill 二次式屈服准则在双向等拉应力状态附近低估了材料的屈服强度;Logan &; Hosford屈服准则在从双向等拉到横向单拉的应力状态下都低估了材料的屈服强度,与试验结果相差较大.Banabic-Balan屈服准则和Barlat (1989) 屈服准则的预测值与试验结果吻合很好,能很好地描述IC10合金在双向应力状态下的屈服行为.     

基于数字包络检波的RNSS通道时延标定方法

提出一种采用数字处理的时延测试方法,用于对导航卫星导航信号发射通道分数码片时延的精确测量。该方法是通过高速A/D（模/数）转换器,对导航卫星下行的BPSK（二进制相移键控）信号和卫星导航秒脉冲进行双通道采样,读取采样数据并进行数据处理。根据秒脉冲信号触发门限上升沿确定时延测量起点,对BPSK采样数据进行平方律检波,获取码片换相点,计算换相点和秒脉冲之间的分数码片时延,并进行滤波器时延校准,从而得到导航卫星发射链路的分数码片时延,该方法不需要进行伪随机信号的捕获和跟踪,测量精度主要取决于采样器采样率。通过在测试中使用一根校准电缆对该方法进行验证,验证结果表明,采用本文提出测试方法的测量误差优于0.3ns。     

基于声学风洞的麦克风阵列测试技术应用研究

根据声学风洞气动噪声试验研究的需求,介绍了一种适用于声学风洞试验的麦克风阵列测试技术,并针对声学风洞的特点,利用风洞射流剪切层修正方法,提高了麦克风阵列识别声源的精准度。通过数值仿真和在0．55m×0．4m声学风洞的试验研究,验证了麦克风阵列测试系统和麦克风阵列数据处理方法识别声源的能力。研究结果表明所采用的麦克风阵列测试技术可用于声学风洞试验。最后还采用36通道的麦克风阵列在0．55m×0．4m声学风洞开展了NACA23018翼型气动噪声试验研究,试验明显地观察到翼型后缘噪声,获得不同迎角下翼型的噪声特性。     

基于临界面法的燕尾榫连接结构微动疲劳寿命预测

以航空发动机叶片/轮盘之间的燕尾榫连接结构为研究对象,分析了燕尾榫连接结构接触应力与应变的变化.根据多轴疲劳临界损伤平面原理,在燕尾榫连接结构的微动疲劳寿命预测研究中引入多轴临界平面法的疲劳损伤参数CCB (Chu-Conle-Bonnen),FS (Fatemi-Socie),MSSR (modified shear stress rang)和SWT (Smith-Watson-Topper).将预测寿命与试验寿命进行对比,结果表明:在预测微动疲劳寿命时,4个参数中寿命预测的最大误差为23%,可较好地预测低周微动疲劳寿命.其中基于临界平面法的SWT参数预测误差最小,为1.23%;4个参数均预测裂纹萌生位置在接触区末端,与试验结果一致.在预测裂纹萌生角度上,FS,MSSR,SWT参数预测结果与试验较一致,CCB参数预测结果与试验结果相差较大.说明基于临界平面法的寿命预测模型具有较好的预测能力.