基于气路参数融合的涡扇发动机性能退化预测

针对单参数驱动的涡扇发动机性能退化预测精度不高的问题,提出了一种基于气路参数融合的涡扇发动机性能退化预测的方法。通过监测发动机性能退化过程中多源参数,采用专家经验和核主成分分析相结合的方法,进行发动机性能参数的选择和融合,从而构建健康参数。基于非线性Wiener过程构建涡扇发动机退化模型,采用极大似然方法求得发动机退化模型的离线参数估计值;由于不同发动机性能退化的差异性,基于贝叶斯更新理念对随机参数进行实时更新,可以实现对单台发动机的性能退化实时预测。通过实例验证,采用此方法在预测末端方均根误差为0.028 3,整体预测精度提升了54.5%,可以辅助指导维修决策。      

金属加筋壁板蒙皮有效宽度分析方法

民用飞机机身、机翼的壁板、气密框以及翼梁结构为典型的壁板加筋结构,在承受压缩载荷时需考虑成由蒙皮与筋条组成的复合剖面共同承载,其通常为中长柱,工程分析时常取30倍的蒙皮厚度作为蒙皮有效宽度。取30倍的蒙皮厚度作为蒙皮有效宽度存在着一定的保守性,介绍了Von Karman迭代分析方法、有限元分析方法及常用的工程分析方法。在加筋壁板结构的轴压承载能力计算中,蒙皮有效宽度的确定是较为关键的设计因素,对飞机机身、机翼结构效率的提高和重量控制至关重要。随着加工能力的提升,虽然部分壁板结构由组合式逐渐过渡到了整体机加形式,但所述方法仍有一定的借鉴意义,对目前国内外常用的金属加筋壁板有效宽度的工程分析方法进行了研究,并结合有限元分析对工程分析方法进行了验证。     

一起飞机防冰系统短时告警故障分析

采用从系统-产品-器件逐步递进的方法和故障树分析法,对一起飞机防冰系统短时告警故障进行分析,并对导致故障的继电器开展了失效分析.从此案例的分析可以看出,很有必要对继电器等电气器件进行梳理分类,开展寿命试验及实际状态评估,增加必要的器件维修和检测手段,为改进修理模式提供可靠依据,最大程度地降低飞机质量风险.     

欧美翼身融合大型民机方案综述

未来航空运输市场对大型民机提出了更严苛的要求,采用翼身融合构型成为提升未来民机综合性能的重要发展方向,引起各大飞机厂商和科研院所的广泛关注。从布局变革、方案演变以及关键技术成熟度提升等多方面出发,比较详细地论述了欧美各国在翼身融合方案设计领域的探索研究工作。重点对美国N+2/N+3计划、欧盟第五框架计划中研究的多个主流方案进行分析,并对其中涉及到的系列化、应急撤离、动力集成以及气动设计等问题的研究现状进行了阐述,介绍了各方案针对上述技术问题的解决方式和思路。最后总结了翼身融合布局在未来大型民机上应用所面临的挑战,并对新构型的发展趋势以及前景进行了展望,对我国未来民机新构型方案的发展具有一定的参考价值。     

7050铝合金孔板开缝衬套挤压强化研究

针对目前航空装备延寿修理设计需求,通过有限元分析和疲劳试验,研究了7050铝合金孔板结构开缝衬套挤压强化技术,对比分析了不同的相对挤压量对于试验件残余应力及疲劳寿命的影响,结果表明:开缝衬套挤压强化能够在孔边危险截面引入一定范围的残余压应力,随着相对挤压量的增加,残余压应力呈增大趋势,疲劳寿命也显著增加.     

复杂大时延的多主多从共享遥操作方法

共享遥操作结合了遥操作和多机器人协调技术,是重要的空间机器人复杂任务拓展和遥操作可靠性提升方式。首先,在综述现有共享遥操作技术的基础上,利用遥操作系统的超前预报特性,提出机器人复杂大时延的共享遥操作方法,给出了多操作员多机器人（MM/MS）复杂操作系统描述模型,设计了分时树状分组策略并给出其使用的前提条件。提出了MM/MS组间共享遥操作方法、时延信息维护规则、操作请求判断和状态信息维护方法。然后,给出了相应组内共享遥操作算法。最后,以多操作员单机器人（MM/SS）共享遥操作为例,给出了简化规则,使用以某大型空间机械臂为对象的MM/SS遥操作系统进行了数字仿真实验。实验结果表明：本文方法在20 s级不确定时延、操作端的交互时延与遥操作回路时延比为0~1等复杂条件下,均可实施连续稳定的遥操作。     

2.5维编织树脂基复合材料平板多尺度动力学模型修正

在2.5维编织树脂基复合材料多尺度固有振动分析的基础上,开展基于实测结构模态数据的复合材料平板动力学模型修正研究,以获取精准反映其动力学特性的模型。首先,建立复合材料平板固有频率对弹性参数的灵敏度分析方法,分析了平板固有振动特性的主要影响因素;其次,建立基于灵敏度分析的复合材料多尺度动力学模型修正方法,形成了基于MSC.NASTRAN平台的模型修正程序。最后,利用实测结构模态测试数据,实现对复合材料平板动力学模型的修正。结果表明,对关键弹性参数进行修正后,不同边界条件和纱线走向的复合材料平板试验件固有频率实测数据与仿真数据的最大误差由10.44%下降至2.39%,相关性得到了大幅改善。此外,所提出的自由模态测试方案结合动力学模型修正方法,为复合材料等效弹性参数的试验辨识提供了新的技术途径。     

原子层热电堆热流传感器在激波风洞试验中的应用

高超声速边界层转捩及激波-边界层干扰等基础气动问题的风洞试验中,高频脉动热流是一重要测试量.为了验证自研的原子层热电堆热流传感器在实际风洞试验环境中的性能,利用尖锥模型在Φ2m激波风洞(FD-14A)内开展来流马赫数10、单位雷诺数4.7×106/m等流场条件下的风洞试验,并与高频脉动压力传感器对比,热流测试结果反映出...     

导流槽构型对火箭起飞时流场和声场的影响

为了研究四喷管运载火箭起飞时火箭周围噪声环境问题,建立燃气/空气双组分的可压缩流动模型,采用2阶Roe格式、SAS(scale-adaptive simulation)湍流模型和声学类比积分法Ffowcs-Williams Hawkings(FW-H)求解三维Navier-Stokes方程。以单机火箭的噪声问题为对象开展数值模拟,并将噪声数值计算结果与试验数据对比,误差在3dB以内(相对误差小于1.6%),验证预测噪声方法的有效性,进而研究四喷管运载火箭起飞阶段采用不同导流槽构型对箭体舱段区域噪声环境的影响,结果表明:在相同噪声接收点处,单侧导流槽对应的总声压级比双侧导流槽大,两者的总声压级(OASPL)之差最大为10.7dB。另外,当采用单侧导流槽时,沿周向接收点的噪声总声压相对单侧导流槽中心截面呈对称分布,而且沿导流出口方向逐渐增大。所建立的噪声数值方法为大推力捆绑运载火箭舱段的噪声环境预测及其控制提供一定参考。     

民用涡轴发动机进气系统结冰试验

围绕中国民航规章CCAR-33部R2版中第33.68条款适航要求,针对涡轴发动机提出了一种满足适航要求的试验方法,包括结冰关键点分析、结冰取证试验点选定、整机结冰取证试验三部分。结合涡轴发动机工作包线,开展结冰关键点分析以选定结冰取证试验点。在结冰包线内选择了若干结冰计算点,并计算每个点的结冰位置与结冰量。计算结果显示:温度接近0 ℃且海拔高度较低的区域是涡轴发动机结冰量显著的区域。结冰试验时在-4~-1 ℃的温度区间寻找刚出现结冰的温度点与结冰量最大的温度点。试验结果显示:结冰量最大的温度点是最严酷的结冰试验点。