转子叶尖间隙测量在风扇和压气机性能试验中的应用

通过在发动机风扇和压气机部件性能试验中对转子叶尖间隙随试验状态变化进行的实测,分析间隙变化对性能的影响,阐述间隙测量的重要性,提出不同应用场合下间隙测量的方法和一些建议。     

全球导航卫星系统的测高研究

以美国全球定位系统为代表的全球导航卫星系统具有广泛的应用领域，特点是能够在全球范围和近地空间，全天候地提供飞行器的位置、速度和时间信息。     

展成电解加工整体叶轮扭曲叶片中的间隙分析

叙述了展成电解加工整体叶轮扭曲叶片中间隙的计算方法,并讨论了工件和阴极各运动速度对间隙的影响。     

低速离心压气机非稳态流和机匣处理的数值分析

机匣处理能够改善压气机稳定裕度,扩大其稳定工作范围。为了验证并分析其扩稳机理,对带沿气流流向槽的低速离心压气机内部进行了全三维数值模拟,将数值计算结果与实验结果进行了比较,并详细对比分析了实壁机匣和机匣处理后离心压气机转子顶部区域流场结构,以及阐述了机匣处理对叶顶间隙泄漏涡和二次流等非稳态三维紊流流动的影响。     

镍基非晶态及晶态钎料真空钎焊时母材溶解模型特性的研究

以楔形变钎焊间隙试样为对象，研究了采用Ｎｉ８２Ｃｒ７．５Ｓｉ４．５Ｂ３Ｆｅ３成分的镍基非晶态及晶态钎料真空钎焊１Ｃｒ１８Ｎｉ９Ｔｉ不锈钢时液态钎料对固态母材的溶解，建立了高温钎焊时母材溶解厚度（溶解深度）定量计算的物理－数学模型。平行等间隙及楔形变间隙试样真空钎焊试验结果表明，钎焊温度钎焊保温时间及钎焊间隙等参数对母材溶解有重要影响，并表明该模型具有较高的准确性，能够用于研究高温钎焊时钎料对母材的溶解特性，并进行溶蚀性评价。     

粉末热等静压成形TA7 ELI高承压泵壳体的性能和尺寸控制

基于粉末热等静压近净成形技术,在930℃/120 MPa/3 h的条件下开展了TA7 ELI（超低间隙）高承压泵壳体的成形研究,通过两批次粒度存在差异的粉末（粉末表面为胞晶形貌,D50为67μm、74μm）分析了制粉时的粒度波动对成形材料力学性能的影响,并结合有限元仿真手段开展了高承压泵壳体的粉末收缩规律研究。此外,根据高承压泵在液体火箭发动机中的实际服役情况,对近净成形的高承压泵毛坯进行解剖,分析了特征截面位置的显微组织及硬度分布情况。结果表明,粉末热等静压近净成形技术制备的TA7 ELI合金力学性能达到锻件水平,粉末粒度波动对合金力学性能无显著影响,高承压泵壳体的显微组织均匀,特征截面的硬度值波动小,壳体内部流道关键尺寸实测结果与模拟预测结果的最大偏差为5.37%。     

格子Boltzman方法的微间隙旋转流动研究

为了全面了解动压轴承的内部流动特性,使用了格子玻尔兹曼方法对内壁高速旋转的圆环间隙内的二维流动进行研究,在偏心率0.2～0.9,间隙比0.005～0.01,转速3×104～1.8×105 r/min的范围内讨论了流动和压力周向分布.通过研究发现,内壁的转速与压力极值的大小几乎成线性关系,而大偏心率和小间隙比则会带来压力...     

高高原起飞推力限制参数验证飞行航迹研究

起飞推力限制参数验证试飞(lapse-rate take off,简称LRTO)是飞机高高原动力试飞的核心科目之一。该科目在高高原试飞时,需要在高高原机场的最低安全高度(minimum safety altitude,简称MSA)以下飞行。针对高高原起飞推力限制参数验证试飞的飞行航迹设计进行了研究。介绍了扇区最低安全高度的定义和CCAR91部对低高度飞行的适用条款。阐述了航迹设计的基本要求,包括保护区的定义和要求、航迹精度的构成。详细描述了低于扇区最低安全高度飞行航迹的设计方法,包括试飞区域地形数据的获取、航迹绘制的经验总结、航迹的性能校核、模拟机校核和真机飞行时的逐步逼近。以稻城亚丁机场为例介绍了设计完成的飞行航迹在稻城机场应用的情况,包括航迹在实际应用中的超障余度和应用时的气象要求。     

基于疲劳寿命的民用飞机舱门止动块允许间隙

止动块是民用飞机舱门重要的结构零件,它通过面-面接触将舱门受到的增压载荷传递至机身门框,止动块结构的可靠性对飞行安全至关重要。对于面-面接触问题,接触间隙影响载荷分配,同时零件寿命对载荷变化非常敏感,已有研究中缺少间隙对止动块载荷以及疲劳寿命的影响。以某型飞机的舱门止动块为研究对象,建立舱门-门框的精细网格有限元模型,模型中使用线性间隙法模拟止动块间隙以及超单元法优化计算时长;提出止动块间隙的数学描述方法,采用蒙特卡洛模拟分析间隙对止动块载荷的影响;利用细节疲劳额定值(detail fatigue rating,简称DFR)法分析疲劳寿命随止动块间隙的变化规律,给出目标寿命下允许间隙的设计方法,可以为舱门止动块间隙设计提供参考。     

实现互换性的大间隙翼身整流罩面板设计

结构互换性不仅影响飞机的维护性和运营性,对降低制造成本和总装周期也起到至关重要的作用。翼身整流罩位于机身-机翼对接区,界面复杂,某机型翼身整流罩结构的装配长达数月。实现整流罩面板的互换可以大大降低在总装线上的装配工作,提高装配效率。为了不过度提高制造成本,需寻求一种工程可接受的设计补偿。通过强度试验研究大间隙配合对连接承载能力的影响。试验结果表明,相比一般间隙配合,大间隙配合的连接强度和刚度稍有降低,失效模式一致,均为紧固件拉脱。基于试验结果,提出一种大间隙配合的整流罩面板连接设计可以实现面板互换,为翼身整流罩设计提供参考。