硼粉燃烧热值测试不确定度分析

基于硼粉点火和燃烧特性,介绍了硼粉燃烧热值测试原理和方法,分析了影响硼粉燃烧热值测试不确定度的因素,并对各不确定度分量进行了评定。结果表明,影响硼粉热值测试不确定度的主要因素有：系统热容量的不确定度和助燃剂热值的不确定度;在助燃剂保障硼粉完全燃烧的条件下,减小助燃剂热值的不确定度是提高硼粉热值测试准确度的关键因素。     

高周疲劳损伤的磁记忆二维检测研究

 对40Cr钢缺口试件在三级应力水平下进行了高周疲劳试验和磁记忆二维检测(2-D MMMT),并引入李萨如图分析方法,研究应力集中、疲劳损伤及疲劳应力对二维磁信号的影响规律,分析李萨如图特征值与疲劳损伤程度之间的关系。结果表明:在应力集中部位会出现磁记忆法向分量过零点及切向分量峰值的现象,并且该现象的位置随着疲劳损伤程度的增加产生漂移,逐渐向缺口根部靠拢;可利用磁记忆信号切向分量梯度K曲线异变峰特征来表征构件损伤位置;磁记忆信号切向分量梯度最大值随疲劳损伤程度的增大而增加;磁记忆信号梯度K曲线形成的李萨如图闭合区域面积与疲劳损伤程度有较好的对应关系。梯度最大值可作为反映构件损伤程度的特征量,根据李萨如图面积可以判断构件疲劳损伤状态。     

纤维金属层板的静力学性能测试与预测模型

为研究纤维金属层板(FML)的非线性变形行为和损伤机制,对GLARE2-2/1、GLARE2-3/2、GLARE3-2/1、GLARE3-3/2、GLARE6-2/1和GLARE6-3/2层板进行了静力拉伸测试,同时采用数字图像相关(DIC)技术观测了GLARE2-3/2、GLARE3-3/2和GLARE6-3/2试样的全场应变,基于修正的经典层板理论建立了考虑金属层塑性和预浸料层损伤的理论本构模型,模拟预测了GLARE层板的轴向弹性模量、断裂强度和应力-应变曲线,与测试结果进行了对比分析。对经历载荷作用的试样,采用腐蚀去层的方法研究了内部预浸料层的损伤。结果显示:铺层增加后受损伤预浸料层的性能退化更多,采用DIC技术能够有效检测静力拉伸载荷下GLARE试样内预浸料层的损伤,理论模型方法能够很好地模拟GLARE试样的静力拉伸试验过程。     

基于锤击法的复合材料层合板振动理论及实验模态分析

基于实验模态分析理论,构建了复合材料层合板的模态实验理论及测试系统。首先制备了150mm!80 mm!3.75 mm的碳纤维复合材料层合板,通过DH5922N动态数据采集仪提取了加速度传感器以及力锤所感应到的频响函数及激励信号。将频响函数导入DHDAS动态信号分析系统后获得复合材料层合板一阶及二阶固有频率分别为323.103和656.180 Hz,并测得对应频率下的各测点振型。结果表明,利用本文所提出的实验理论及所用设备可精确提取复合材料层合板的模态信息。     

一种优化的零速检测行人导航算法

针对军事上对单兵定位和民用领域为行人提供位置服务的需求,提出了足部固定MIMU的行人导航算法.利用人体行走过程中脚部与地面相接触的静止时间段,采用零速更新(ZeroVelocity Update,ZVU)对INS继续对准或标定,而零速检测又是实现零速修正的基础.研究对比了在足部固定MIMU进行零速检测的常用方法,针对常用算法阈值自适应性差,无法检测步速变化转弯等一些异常情况对行人零速检测产生误判等问题,提出优化的零速判断算法,使得加速度计信号和陀螺仪信号综合应用到零速检测.最后,利用改进算法设计行人室内平地正常行走(大约5km/h)包含步速变化和转弯过程的实验.实验结果表明,优化的零速检测算法相比之前的常用算法,能更准确地检测零速并进行修正,对导航轨迹和导航误差有更好的修正效果.     

GH4169高温合金涡轮盘表面径轴向裂纹的渗透检测可行性

分别选用ZL-27A与ZL67渗透液对GH4169涡轮盘表面径轴向裂纹进行高灵敏度后乳化型与高灵敏度水洗型荧光渗透检测,超声波预清洗30 min后,渗透液浸渍与滴落60 min。利用体式镜和扫描电镜研究径轴向裂纹的宏观与微观特征。研究结果表明：GH4169高温合金涡轮盘在锻造过程中造成的表面径轴向裂纹,在高温下被表面氧化形成Cr2 O3为主的复杂氧化物层堵塞开口,使得渗透检测方法对其检出并不十分有效。     

我国航空发动机用几种涂层技术的差距及未来发展

论述了航空发动机隐身、抗冲蚀、防钛火涂层的技术现状.强调研究多元合金化及复合冲蚀涂层、阻燃涂层及阻燃性能测试技术,研究强吸波和低红外发射涂层、宽频带和多频谱隐身、雷达与红外隐身兼容涂层,以促进我国隐身战机的研制.     

活塞式航空直喷发动机的燃烧特性

在ROTAX914化油器式活塞航空发动机的结构基础上,自主开发并研制了一台航空低压空气辅助直喷单缸试验机,开展了不同直喷控制参数包括:喷射时刻、喷射脉宽、喷射压力以及点火提前角对直喷发动机燃烧特性影响规律的研究.研究结果表明:存在一个最佳喷射开始时刻使得发动机燃烧效率最高,循环变动最低,最佳喷射开始时刻随发动机转速和负荷的增大而相应提前;降低直喷喷射脉宽和喷射压力均会引起发动机最大爆发压力和压力升高率的降低,快速燃烧期延长,燃烧循环变动增加;随着点火提前角提前,最大爆发压力和最大压力升高率增加,燃烧相位提前,循环变动降低.      

2.4 m跨声速风洞虚拟飞行试验技术研究

风洞虚拟飞行试验(WTBVFT)技术是在风洞环境中对飞行器机动运动最逼真模拟的物理过程,它不仅可以更加有效模拟飞行器的机动运动过程、获取气动/运动耦合特性和揭示气动/运动耦合机理,而且能够实现气动/飞行力学集成的相容性研究。鉴于此,简要介绍了2.4 m跨声速WTBVFT技术,包括:相似准则和模拟方法、试验模型支撑技术、气动/运动参数测试技术和操纵控制技术等,并开展了典型导弹模型开环控制、姿态角闭环控制、加速度闭环控制、俯仰/滚转耦合与解耦控制以及靶试弹道验证等WTBVFT。研究结果表明:WTBVFT系统运动灵活,气动参数和运动参数测量结果准确可靠,能够有效模拟导弹实际飞行过程,具备闭环控制与耦合运动解耦控制的试验模拟能力,初步形成了气动/飞行力学一体化试验研究能力。同时,该研究也为开展控制方法优化与验证、数据修正与应用以及发展复杂构型的WTBVFT奠定了技术基础。     

实验中实现"无限展长后掠翼"流场的方法研究

在风洞实验中,为了获得一个近似无限展长后掠翼的三维流场实验条件,必须采用特殊的整流措施,修正洞壁对流场的干扰。对于小展弦比模型的实验,可以通过在两侧洞壁附加衬垫来修正洞壁干扰。本文基于CFD技术,研究了采用无限展长后掠翼空间流线拟合的方法设计洞壁衬垫。数值模拟结果表明,采用流线拟合设计的衬垫能够有效地修正风洞侧壁对流场展向分布的影响,得到近似无限展长后掠翼的流场。