基于稳定奇异值的惯性平台全姿态控制方法

在载体大机动飞行的背景下,要求惯性平台具备全姿态的功能。传统的认知中,三轴平台因为内框架角不能工作在接近于±90°的大角度而不具备全姿态功能,为此在内框架增加了限位装置以限制内框架角的工作范围。在三轴平台的基础上发展出了四轴平台以使内部三个轴始终处于正交状态,从而实现全姿态功能,但外框架角却在工作于±90°时不能保证内框架角处于零位。本文提出了一种基于稳定奇异值的惯性平台全姿态控制方法,验证了三轴平台在框架锁定时通过主动控制可具备自解锁功能,从而具备全姿态能力,颠覆了传统参考资料中对三轴平台的认知。相对于四轴平台,三轴平台少了一个框架,体积和质量都可减小。因此,在高精度惯性导航的工程应用中,将会从四轴平台又回归到三个框架角都具备±180°回转能力的三轴平台。     

涡轮叶片辐射热冲击疲劳试验控制技术研究及实现

针对涡轮叶片热冲击疲劳试验的加热模拟需求,采用了基于石英灯辐射加热与气化液氮和喷水强制冷却的多种方法。通过石英灯辐射加热系统、电动伺服装置和冷却装置的参与,实现了连续的热冲击和强制冷却降温过程。温度控制方法满足了辐射热冲击过程的快速升温要求,其与控制器直接输出驱动控制的分时联合应用,在强制冷却降温过程中避免了单纯温度控制所导致的加热系统高频次震荡现象。此方式为模拟涡轮叶片实际启动-停车循环的热冲击过程提供了新的思路和借鉴。     

钛合金榫结构微动疲劳防护技术研究综述

综述了航空发动机叶片–轮盘榫型连接部位的微动疲劳损伤形式及试验方法,总结了提高钛合金抗微动疲劳性能的表面改性技术,介绍了不同强化手段的处理方式、作用机理以及在提升发动机榫结构微动疲劳性能方面的应用,同时指出了目前该领域内存在的问题,以期为钛合金叶片榫头抗微动疲劳设计提供借鉴。     

叶轮机周期性非定常流高效降阶数值计算方法研究进展

简要介绍了叶轮机内非定常流对叶轮机性能的重要影响,总结了叶轮机内动静相干和叶片振动诱发的非定常流的时空周期性特点,并指出这些时空周期性特点可以加以利用,发展分析这些非定常流的高效降阶数值计算方法.本文根据不同数值降阶方法的特点对其进行了归类,详细分析了各自的优缺点及在气动弹性力学领域的应用,并进一步展望了降阶数值方法在...     

镍基单晶高温合金热机械疲劳行为与寿命建模

通过DD6单晶薄壁管试样机械应变控制热机械疲劳(TMF)试验,获取温度交变、相位角以及载荷控制方式对单晶应力应变响应与疲劳寿命的影响规律。结果表明:温度交变会引起明显的应力不对称性并造成额外损伤,导致TMF寿命明显低于最高循环温度的等温疲劳(IF)寿命,并且反相(OP)循环寿命普遍要低于同等载荷的同相(IP)循环,这种寿命变化趋势与应力控制存在明显差异。采用Walker本构模型进行单晶材料在不同TMF循环下的滑移系黏塑性分析,构建单晶TMF损伤与滑移系细观应力应变参量的关联。在此基础上,选取最大Schmid应力、最大滑移剪应变率、滑移剪应变范围、循环Schmid应力比作为损伤参量,建立基于细观参量的TMF寿命模型,其对不同相位、不同载荷控制方式的TMF寿命预测精度均在2倍分散带内。      

凹坑型硬物损伤对TC4材料疲劳强度的影响

针对风扇/压气机叶片中叶盆/叶背遭受的硬物损伤(FOD)凹坑型损伤,进行了不同冲击角度下模拟FOD试验、损伤特征与应力集中分析,开展了冲击后不处理和冲击后去残余应力退火试样的高循环疲劳试验研究和疲劳强度的预测。结果表明:损伤深度和应力集中系数均随着冲击角度的增加而变大,损伤深度范围为0.1~0.5mm,应力集中系数范围为1.3~1.7。不同冲击角度条件下,凹坑型损伤试样疲劳强度相对光滑试样下降程度在50%~70%范围内,与应力集中系数并不是呈单调下降关系,最危险冲击角为60°。去残余应力退火后凹坑型损伤试样的高循环疲劳（HCF）性能有所提高,表明残余应力的影响程度不容忽略。去残余应力试样的HCF性能并不是随应力集中系数的增大而下降,验证了微结构损伤的影响,说明损伤深度作为制定可用极限或维修极限的唯一参量具有一定的局限性。对凹坑型损伤试样的疲劳强度的预测误差在±20%以内。      

薄壁交叉圆柱滚子轴承最佳径向工作游隙

以型号为RA8008UUCC0对数修形的薄壁交叉圆柱滚子轴承为分析对象,借助RomaxDesigner软件对比分析在联合载荷作用下径向工作游隙对承载滚子数、滚子最大载荷、滚道应力分布、轴承刚度、最小油膜厚度和疲劳寿命的影响情况,得出径向工作游隙是影响轴承力学性能的关键因素,结果表明:轴承受载滚子数随游隙的减小而增多,滚子与滚道接触应力分布趋于均匀化,相同条件下,倾覆力矩的影响比较显著。联合载荷作用下,随着工作游隙的减小,轴承刚度增大。当径向工作游隙小于-0.002mm时,随着径向工作游隙绝对值的增大,滚子与滚道接触变形减小,接触应力增大,刚度增大,最小油膜厚度减小,轴承寿命降低。同一径向工作游隙下,倾覆力矩可以减小滚子与轴承内外圈之间的油膜厚度,从而显著降低轴承疲劳寿命,轴承最佳径向工作游隙范围为-0.004~0mm。     

三维四向C/C复合材料高温氧化环境力学试验

为了研究三维编织C/C复合材料高温氧化环境下的力学性能,在大气环境下开展了有、无抗氧化涂层三维四向C/C复合材料平板试验件700℃时的拉伸试验和拉/拉疲劳试验。拉伸试验结果表明:无涂层三维四向C/C复合材料在700℃保温1h和2h后,强度分别下降至有涂层的70.33%和44.57%,弹性模量分别下降至有涂层的58.57%和38.99%,氧化后的总拉伸应变比有涂层的大幅度提升,材料破坏时无刚度突降现象。疲劳试验结果表明:有涂层三维四向C/C复合材料的剩余刚度先增加,而后保持,最后突降,应力水平为83%经10~5循环后剩余强度比初始强度提高了19.75%;无涂层三维四向C/C复合材料的剩余刚度先增加后降低,直至材料完全破坏,应力水平为75%经10~5循环后剩余强度比初始强度降低了20.40%。     

某涡扇发动机高压涡轮盘螺栓孔低循环疲劳模拟件设计

以拉伸应变能寿命预测模型为理论基础,提出了低循环疲劳模拟试验件(简称模拟件)设计的基本准则。针对某涡扇发动机高压涡轮盘螺栓孔部位进行了模拟件优化设计,设计时综合考虑了试验器能力、螺纹连接强度和所需毛坯盘数量等限制因素。优化目标为模拟件与螺栓孔虚拟裂纹0.8mm内第一主应力和第一主应变分布一致,以及最大应力点第二主应力与第一主应力比值一致。对设计结果进行了弹塑性校核。采用该模拟件构型进行了试验研究,由模拟件试验数据得到的安全寿命和轮盘试验给出的安全寿命的差距为4.48%。      

高温环境下薄壁结构声激励响应及疲劳分析与试验验证

针对航空发动机薄壁结构热声疲劳问题,采用耦合的有限元/边界元法,对GH188薄壁结构进行动力学响应计算,采用改进的雨流计数法和Morrow平均应力模型,结合Miner线性累积损伤理论对薄壁结构疲劳寿命进行了预估。基于高温行波管试验器开展了GH188薄壁结构高温声激振疲劳试验研究,获取了薄壁结构在不同温度和声载荷作用下的模态频率、应力/应变响应和疲劳寿命结果。仿真计算结果与试验结果对比分析表明:数值仿真对结构破坏位置判断准确,破坏位置均为结构根部,结构1阶热模态频率具有一致性,误差0.49%~2.09%之间,X方向应力响应峰值集中在基频附近,随温度升高,结构发生软化刚度下降,响应峰值向左发生偏移,且预测水平与试验一致,误差在1%~3%之间,验证了薄壁结构热声响应计算方法与计算模型的准确性。结构疲劳寿命随温度和声压级的上升而均呈现下降趋势,疲劳破坏时间的预估值与试验结果在一个量级之内,误差在3~3.5倍之间,满足工程级寿命预测要求,验证了薄壁结构热声疲劳寿命预估方法的有效性。