两冲程发动机技术

最近在意大利北部城市杜林由美国汽车货运协会（ＡＴＡ）组织召集了一次有关小客车高性能火花点火式发动机的讨论会。会上有不下三篇论文论述两冲程发动机，其中一篇来自于奥比特发动机公司，另外两篇均来自意大利菲亚特汽车公司。这三篇论文对两冲程发动机目前良好的工艺状态进行了描述。奥比特公司的Ｋａｒｌ Ｅｉｓｅｎｈａｕｅｒ后来对Ｃｅｄｒｉｃ Ａｓｈｌｅｙ详细阐述了他的论文。     

2050铝锂合金形变热处理工艺

为获得较优的2050铝锂合金形变热处理工艺,本文采用正交试验和极差分析探究固溶温度、预变形量、时效温度与时效时间对合金力学性能和组织的影响。通过TEM、金相分析不同工艺下材料的微观结构,探究其与力学性能间的影响关系。结果表明,固溶温度525℃,预变形量12%,时效温度160℃,时效时间48 h的工艺参数能够获得较优综合力学性能。     

涡扇发动机消喘系统飞行试验验证方法研究

针对涡扇发动机消喘系统飞行试验验证需求,和传统试验方法不能有效验证消喘结束后发动机状态恢复能力的问题,根据消喘系统工作原理,提出了单次喘振和连续多次喘振下消喘系统的飞行试验验证方法。该方法通过加装座舱开关,触发发动机调节器内设置的喘振模拟模块,发出根据真实喘振信号特征设计的喘振模拟信号,从而使得消喘系统工作,验证飞行状态下发动机消喘系统对短时切油、喷口面积和可调导叶的控制及消喘结束后发动机状态恢复的能力。试验结果表明:所提出的方法能有效验证消喘系统的功能及消喘结束后发动机状态恢复的能力。本研究对发动机消喘系统可靠性和有效性的飞行试验鉴定具有一定的工程应用价值。     

涡轴发动机燃气涡轮叶片动应力测试技术研究及验证

针对涡轴发动机高转速燃气涡轮叶片动应力测试中出现的应变计短路、高温导线断裂和线芯窜动问题,开展了动应力测试技术研究。提出了加宽基底喷涂固定应变计、优化高温导线布线、改进高温导线等工艺方法,并进行了试验验证。试验结果表明,共振转速试验测试值与计算值基本一致,共振转速测试结果准确有效。通过研究,获得了具有实际应用价值的涡轴发动机燃气涡轮叶片动应力测试技术,可为同类测量提供参考。     

气冷高压涡轮模拟试验研究

为了量化评估冷气掺混对高压涡轮性能的影响,综合分析现有设备能力,采用动量比相似的模拟方法,在2个结构和测试布局相同,但叶片分别为实心叶片和气冷叶片的涡轮上进行对比试验,并借此开展冷气流量、气膜孔位置因素对涡轮性能影响的试验研究。结合试验数据对比分析不同的效率计算方法,确定有效效率为气冷涡轮效率的计算方法。试验结果表明:涡轮性能随冷气流量的增加逐渐恶化,作功能力逐渐下降,效率降低幅度呈先减小后增大趋势;从前缘至尾缘,冷气越靠后进入主流道,气体能量利用率越低,涡轮效率越低。     

混排涡扇发动机推力确定方法研究

引入具有物理意义的混合效率作为喷管特性,用于混排涡扇发动机推力确定。基于混合室入口内外涵参数,建立数学模型计算假设内外涵气流完全混合和不混合情况的推力,同时设置相应的边界条件,用数值模拟结果作为实际推力,得到不同试验点的混合效率。采用回归分析函数得到混合效率的特性方程。实际应用中,利用测取的混合室入口参数计算完全和不完全混合时的推力,再引入混合效率确定实际推力。利用该型发动机地面台架试验数据对本计算方法进行验证,计算结果与实测推力的相对误差均在2.0%以内,满足工程试飞要求。     

MEMS惯测技术在管道测绘系统中的应用

针对小口径管道的测绘问题,提出了一种MEMS惯测装置在小管道测绘系统中应用的方法,直接利用地标点信息为MEMS惯测装置装订初始方位,采用因子图理论对惯性/里程计组合导航信息进行处理,通过后续处理对装订误差进行修正,解决了MEMS惯测装置无法完成初始对准的问题。给出了惯性/里程计组合导航的因子图以及和积算法递推公式,并通过牵引试验对所提方法进行了验证。试验结果表明,提出的应用方法能够有效解决小口径管道的测绘问题,在100m间隔的路标点条件下,单边定位精度能够达到5cm。     

弯扭复合大负载下电动舵机设计及性能试验研究

针对弯扭复合大负载工况下电动舵机快速性与稳定性匹配的问题,在分析有限空间质量约束下舵机设计要求的基础上,采用基于核心部件与系统仿真及试验验证相结合的手段,提出了一种高刚度高功率密度的抗弯扭复合大负载电动舵机设计方法。详细阐述了高功率密度伺服电机和高刚度传动机构的设计过程,并研制了工程样机。试验结果表明:该电动舵机伺服刚度与功率密度得到显著提升,在复合大负载工况下能够实现高动态高可靠稳定运行。     

固液捆绑火箭脉动压力风洞试验与飞行试验对比研究

固液捆绑火箭通常气动外形复杂,跨声速飞行动压大,因此脉动压力抖振载荷严酷。针对某型固液捆绑火箭,为了获取较为准确的跨声速脉动压力特性,在研制阶段开展了脉动压力风洞试验,火箭飞行时也进行了脉动压力测量,以评估飞行状态抖振载荷。采用脉动压力风洞试验和飞行试验进行对比,结果显示,飞行试验各测点脉动压力系数随马赫数变化趋势与风洞试验值一致,峰值大小基本相同,合成功率谱密度函数遥测峰值与设计值相当。研究结果首次验证了固液捆绑火箭跨声速脉动压力设计方法的有效性。     

碳纤维基底真空沉积涂层耐温度循环性能加速试验方法研究

为了考核某低地球轨道卫星微波探测类载荷碳纤维基底天线反射器的真空沉积涂层在轨承受高低温循环的能力,以确保该涂层在轨经历频繁高低温循环后的性能仍满足产品在轨工作要求,提出基于航天产品环境应力筛选建立温度循环加速因子模型的试验方法,并开展不同规格试件的温度循环加速试验。按等效在轨8年寿命,在试验前、试验中和等效寿命延长约1/3后共进行14次试件涂层外观检查和热控性能箱外测试,结果表明涂层外观完好,太阳吸收比和发射吸收比均符合指标要求,耐温度循环性能优异,满足在轨使用要求。