基于实验模态分析的航空电子机箱振动特性研究

论述了使用实验模态分析方法对某型号航空电子机箱测量频响函数的全过程;通过参数识别方法获得了产品的模态,进而确定了产品的振动特性;最后,使用有限元软件工具对产品FEA模型进行了动力学仿真分析,将仿真结果与模态实验结果进行比对,并修正了产品的有限元模型。     

层合阻尼薄板之各向异性参数对损耗因子的影响分析

运用各向异性层合阻尼结构理论分析方法和正交试验等分析方法。着重考察了各层纤维铺设角度。纵、横剪切模量和纵、横拉伸模量等各向异性参数对各向异性层合阻尼薄板阻尼性能参数——损耗因子的影响。结果表明：各向异性参数在不同的模态下对层合阻尼薄板损耗因子的影响力不同，其中。各向异性层纤维铺设角度的影响较为复杂。其影响力在不同层合阻尼结构、不同的模态下差异较大；而纵、横剪切模量、纵、横拉伸模量的影响力随着模态的升高逐渐增大。此外，通过对各向异性参数的变化影响进一步分析表明：各向异性参数的变化影响各有特点，具有结构优化的潜能。     

小轮齿面误差与调整参数误差敏感性研究

研究SFT(spiral format tilt)加工法加工的弧齿锥齿轮小轮齿面误差与调整参数误差之间的敏感性关系.给出含刀倾法加工的弧齿锥齿轮齿面模型建立方法,基于齿轮啮合原理建立调整参数误差敏感性分析模型,推导了弧齿锥齿轮小轮的理论齿面方程和误差齿面方程,继而推导了机床调整参数误差作用下的齿面任一点加工误差的解析表达式,并提出了机床调整参数误差对齿面误差的影响系数概念,依此判断各项机床调整参数误差对齿面误差的影响程度.通过理论齿面和误差齿面的比较,确定了各项机床调整参数误差作用下的全齿面法向误差的变化规律.由解析法和数值法求解共同确定了弧齿锥齿轮加工过程中对齿面误差影响较大的调整参数误差项.研究结果可为弧齿锥齿轮齿面误差补偿修正提供理论依据和实践指导.      

双溶剂法硼包覆工艺及其工艺参数研究

针对重结晶法硼包覆工艺的不足,采用了双溶剂法对硼颗粒进行包覆.应用pH法对包覆效果进行验证.设计正交实验研究了超声波混合时间、蒸发温度和搅拌速度这三种因素对双溶剂法包覆效果的影响.试验结果表明:双溶剂法的包覆效果要优于重结晶法;超声波混合时间的最优水平为10min,使用超声波混合可以有效地提高双溶剂法包覆效果;蒸发温度的最优水平为350℃,提高蒸发温度有利于促进包覆效果,但温度越高时,提高温度对包覆效果的促进作用将减弱;搅拌速度的最优水平为200r/min,一定的搅拌速度可以维持硼在溶液中的均匀分散,有利于硼颗粒的包覆,但搅拌速度过快又会使已经包覆在硼颗粒表面的LiF在剪切力的作用下重新从硼表面脱落,降低了包覆效果.     

振动攻丝工艺研究

从运动学角度分析了振动攻丝原理,并验证了数控振动攻丝机床运动的正确性,试验研究了切削参数对攻丝平均扭矩的影响和振动攻丝的工艺效果     

单边膨胀喷管几何参数对内特性和流场的影响

采用三维数值模拟方法研究了单边膨胀喷管(SERN)主要几何参数对其内特性和流场的影响,计算结果表明:侧壁的延伸对SERN的轴向推力系数Cfa是有益的,但过大的侧壁浸湿面积会产生大的摩擦损失从而使推力性能下降;其中部分封闭侧壁的性能要略微高于全封闭式侧壁,而相比于短侧壁,其Cfa的优势在2％左右;此外,侧壁的延伸可以有效降低设计点的推力矢量角δp;长的曲壁模型拥有高Cfa的同时其δp处于较低的水平,在设计点条件下,最高Cfa可达0.983,这与传统的轴对称喷管和二元收扩喷管相差不大;在高落压比条件下,大的喷管喉道宽高比可以有效降低气流展向膨胀损失从而具有高的Cfa和低的δp,而且其优势随NPR的增大而增加.     

侧风对某发动机工作参数稳定性影响

为了探明侧风风向对发动机工作稳定性的影响程度,利用在不同侧风风向条件下,某型大涵道比涡扇航空发动机在最大工作状态下工作的试验结果,分别采用了参数方差对比法和发动机低压压气机出口(25截面)流动特性表征法,研究了影响发动机工作稳定性的最严酷侧风风向。对比结果表明:从后背机身方向吹的侧风对发动机工作稳定性影响程度最大。发动机侧风试验应当把该方向的侧风作为重点试验考核风向,为今后其他型号航空发动机设计定型试验提供技术支持。     

传热设计流程在涡轴涡轮冷却中的应用

为了设计适用于涡轴发动机涡轮动叶的冷却结构,将一套涡轮传热设计流程应用于动叶冷却结构设计中,设计后对管网计算不能准确模拟叶顶出流提出改进措施。结果表明:管网计算与全三维气热耦合计算流量差异约为8.8%,平均温度差异约10.1%,管网计算具有方案设计的功能,管网计算温度场与三维温度场计算平均温度差异约为7.6%,三维温度场计算具有作为管网计算后续温度场细致分析的功能;采用该设计流程能够有效减少冷却结构设计的盲目性,使冷却结构设计更加灵活方便;改进管网计算边界添加方式后叶顶未发生燃气倒灌,叶顶第一除尘孔冷气量为0.715g/s,第二除尘孔冷气量为0.139g/s,尾缘劈缝总流量为1.935g/s,通过改进边界添加方式能够增加管网计算精度。      

直升机机动性探讨

提出了直升机机动性的定性解释和定量评价参数，讨论了机动性对直升机效能的意义，论述了机动性与灵活性的关系以及影响机动性的设计参数，介绍了美国陆航设计标准中对直升机在频域响应方面的要求和试飞验证规定。文中举例分析了发动机／旋翼集成控制系统对提高机动性、改善飞行品质的应用，并指出自动控制理论和电子技术将对今后提高直升机的机动性起重要作用。     

菱形连翼布局俯仰力矩非线性特性数值分析

采用数值模拟和理论分析相结合的方法,对高空长航时(HALE)菱形连翼布局无人机(UAV)的俯仰力矩非线性特性进行了研究。研究结果显示菱形连翼布局飞机具有2个明显的俯仰力矩非线性区域并存在上仰现象。通过采用湍动能来表示后翼受前翼尾流直接扫掠而导致的流场结构改变的强度和影响范围来解释其中一个俯仰力矩非线性区域出现的原因。通过分析前后翼流场分离的特性来解释出现另一个俯仰力矩非线性区域和力矩上仰的原因。研究了总体布局参数变化对菱形连翼布局无人机俯仰力矩特性的影响,结果显示通过调整总体布局参数可以有效地缓解俯仰力矩特性曲线非线性对飞行性能带来的影响。