X射线衍射法测量残余应力的相对误差及不确定度评定

利用原位拉伸机进行单轴连续加载,对X射线法测量钛合金残余应力的应力增量进行验证;依据JJF 1059.1-2012标准,对钛合金高应力标样(-659±35)MPa的测量不确定度进行评定。结果表明,X射线衍射法测得残余应力的增量与理论计算应力增量有较好的一致性,随着应力水平的增加,应力增量的相对误差保持在11%以内。以测量重复性、应力常数K、应力因子M为不确定度分量对测量不确定度进行了评定,所得扩展不确定度为±32 MPa。     

基于STAMP/STPA的机轮刹车系统安全性分析

把机轮刹车系统在飞机降落过程中的安全性问题当作系统控制问题,不采用基于故障概率模型的事故模型,而是采用基于系统理论的事故模型和过程(STAMP),构建机轮刹车系统在飞机降落过程中的STAMP控制关联模型和系统理论过程分析(STPA)反馈控制回路。根据系统运行的上下文信息识别机轮刹车系统在飞机降落过程中的不安全控制行为,分析产生不安全控制行为的关键原因。对机轮刹车系统在飞机降落过程中的不安全控制行为进行仿真研究,结果表明了STAMP/STPA的有效性和用仿真方法分析安全性问题的可行性。     

三支点柔性转子系统支承不同心激励特征及振动响应分析

针对航空发动机三支点柔性转子系统的支承不同心问题,充分考虑转子结构特征和载荷特征,首次将当量刚度引入多支点柔性转子不同心问题的动力学分析,定量描述转子系统各支承间不同心度带来的转子轴段刚度非线性,并提出了多跨度柔性转子系统支承不同心激励的数学描述,建立了不同心激励下多跨度柔性转子系统的力学模型。基于Lagrange能量法,给出了转子系统动力学方程的求解方法,研究得到了支承不同心转子系统的动力响应特征。结果表明:支承不同心不仅引起转子过渡轴的刚度非线性,产生2倍频激励,还会给转子系统带来附加不平衡激励;对于三支点柔性转子系统而言,2倍频分量同样是支承不同心下转子系统振动响应的典型特征之一。转子系统2倍频分量随不同心量的增加而迅速增加,而1倍频分量基本保持不变。同时转子振动响应呈现"缓增速降"趋势,且随非线性刚度、不平衡量的增大愈加明显。     

电网电压不平衡及谐波畸变时基波电压正负序分量分离新方法

针对传统锁相环(PLL)在电网电压不平衡及谐波畸变下利用常规软件锁相环不能准确获取相位的问题,提出了一种新的正负序分量分离新方法。利用了相序解耦谐振控制器能去除高次谐波和延时信号消除(DSC)法可滤除特定谐波的特性,将相序解耦谐振和延时信号消除法结合起来,达到更好的正负序分量分离的效果。最后,采用MATLAB/Simulink软件仿真结果证明了所提出方法的可行性和有效性。     

组合坐标法精确测量微纳米台阶样板高度

微/纳米级台阶高度的精确测量是纳米计量技术领域中重要的研究工作。文中提出了一种以精确定位为前提的多区域坐标组合台阶高度测量法,应用纳米三维测量机实现了标称高度1mm的微/纳米级台阶样板高度的精确测量。结合实验数据,对影响测量结果的环节进行了分析,确定了影响测量结果的主要因素,并阐述了相应的解决办法。该技术内容对研究台阶样板的精确测量工作具有一定的技术参考价值和借鉴作用。     

阻尼不相似动力学模型的时域响应修正方法

 动力学相似的缩比模型试验中,阻尼往往难以保证相似,使得缩比模型的动响应测试数据难以直接换算到结构原型上,因此提出一种阻尼不相似动力学模型的时域响应修正方法来解决这一问题。该修正方法假定缩比模型的阻尼可用比例阻尼模型近似表征,并直接从实际缩比模型与理想缩比模型的一般强迫振动响应计算方程出发,利用线性系统的叠加原理和模态叠加法,将动响应修正量的求解转换为理想模型在一个等效附加激励力作用下的时域响应求解。同时,针对实际工程中响应测点数目有限的问题,利用模态缩聚法进行了未测量点的响应反演。该修正方法仅需已知结构原型和实际缩比模型的模态阻尼比,以及准确建立的实际缩比模型的质量矩阵和刚度矩阵,即可实现实际缩比模型在任意激励工况下的测试动响应修正。以某型飞机的翼梁缩比模型为研究对象,对所提出的响应修正方法进行了验证。试验和计算结果对比分析表明,修正后的响应功率谱密度(PSD)和响应的均方根(RMS)值与理想模型基本一致,表明了本文方法的可行性和有效性。     

燃料裂解特性对供油系统稳定性的影响

通过实验研究发现了超临界吸热型碳氢燃料供油系统的压力降型不稳定现象。为了研究稳定机理和超临界吸热型碳氢燃料裂解特性对供油系统稳定性的影响,建立了零维平衡流模型,并针对不同裂解特性的燃料进行了对比仿真。研究结果表明,由于裂解反应的发生,超临界碳氢燃料供油系统存在临界区和裂解区两个不稳定区间。基于零维平衡流模型较好地复现不稳定实验现象,不稳定机理得到了详细的解释。密度随温度的变化是系统正反馈的重要环节之一,其剧烈的变化率是导致系统不稳定的主要原因,燃油裂解速率越快,其裂解产物密度相对变化率随温度变化越大,越容易引起供油系统的不稳定。      

航空发动机高空模拟试验燃油流量原位校准系统设计与检验

为满足现代航空发动机高空模拟试验燃油流量高精度、快速度的测量要求,针对涡轮流量计不能长期保持校准曲线的缺陷,提出了原位校准技术。重点介绍了原位校准系统的技术要求、主要功能、工作原理、校准装置、工作模式,以及不确定度评估,并进行了对比检验试验。研究结果表明:该系统主要技术指标满足发动机试验需要,测量不确定度满足要求,主要设备具有高的工作可靠性、可控性和稳定性,可实现原位校准和冗余测量功能。     

超燃进气道分离流动的凸起物控制机理研究

双模态超燃冲压发动机由于压力扰动可能发生不起动现象,造成推力严重下降,对飞行稳定性与飞行安全具有很强的破坏性。不起动初始阶段主要受到激波与边界层相互作用引起的流动分离影响,采用5阶特征型WE-NO格式与3阶TVD型Runge-Kutta格式的高精度数值方法,求解三维Navier-Stokes方程,研究了利用凸起物作为涡发生器的被动控制方法,及其对高超声速流动分离现象的控制效果。结果表明高精度数值格式能够捕捉到复杂精细的流动分离结构,总结了摩阻、压力等在分离再附位置的变化规律;发现凸起物通过诱导形成局部流向涡进行流动控制,能够改变压力分布,减弱分离强度,影响分离结构。     

机场终端区容流调配鲁棒优化模型

为解决机场不确定容量条件下的航班进离场流量分配问题,以容流调配策略在各情景下的规划外延误损失或多余延误损失的均值与标准差之和最小为目标,建立了终端区容流调配鲁棒优化模型;采用捕食搜索算法求解模型,以国内某机场终端区运行数据为例进行仿真验证,并与经典终端区容流调配模型进行比较,结果表明,鲁棒优化模型较好地实现了容流调配的鲁棒性,有效减少了不同情景下进离场航班延误的扰动。