叶顶喷气对凹槽叶尖气动性能的影响

对某型航空发动机高压涡轮转子叶片通过相似变换得到的低速叶型进行研究,探讨叶尖机匣相对运动条件下,叶顶喷气对凹槽叶尖气动性能的影响。结果表明:叶顶喷气对平叶尖的气动性能影响有限,但会降低凹槽叶尖效率;在相同喷气条件下,使用凹槽叶尖相比于使用平叶尖可降低20%的叶尖泄漏损失;泄漏流在凹槽内部的能量耗散主要来自于泄漏流动与凹槽涡和刮削涡的相互作用,在喷气条件下,刮削涡仍然是泄漏流动的主要控制结构。喷气位置对凹槽叶尖性能有显著的的影响;在靠近吸力侧和前缘布置喷气孔,有利于凹槽气动性能的提升;基于以上研究,建立可用于凹槽叶尖的泄漏流动损失模型,新模型相比Denton模型误差降低了31.6%。      

考虑组织因素的航空维修差错产生机理分析

为有效防范航空维修差错的发生,从组织因素角度对航空维修差错产生机理进行分析,在对组织因素影响维修差错作用关系分析的基础上,建立了组织因素导致维修差错的成因机理分析模型,从差错产生的潜伏阶段、发生阶段、纠正或扩展阶段和致灾阶段4个阶段对差错产生的演化过程进行了分析,进一步构建了组织层面的维修差错防控体系,为维修差错的系统...     

单轴拉伸下HTPB推进剂细观损伤演化实验研究

为了研究HTPB固体推进剂在单轴拉伸载荷下的细观损伤机理,采用高精度微CT对拉伸过程中的HTPB推进剂进行了扫描实验,获取了不同拉伸应变下推进剂的细观损伤形貌以及孔隙率变化规律,分析了推进剂细观损伤对宏观力学性能的影响。结果表明：初始损伤的存在使得推进剂在受到载荷作用时AP颗粒就开始脱湿,AP颗粒脱湿形成的孔洞是推进剂细观损伤的主要形式。拉伸应变较小时,相对小尺寸AP颗粒而言,大尺寸AP颗粒附近的缺陷更容易发展成孔洞。随着拉伸应变的增大,绝大多数AP颗粒都开始脱湿,在推进剂宏观断裂前,大量AP颗粒脱湿形成的孔洞发生汇合,最终使推进剂断裂。加载过程中推进剂孔隙率随拉伸应变呈指数变化,初始孔隙率为1.8%,60%拉伸应变时孔隙率为19.1%。推进剂宏观力学性能处于线弹性段时,其内部细观损伤依旧在不断增加,当细观损伤累积到一定程度时推进剂的承载能力下降,宏观力学性能进入非线性段;由于AP颗粒仍具有一定的增强作用,且HTPB基体也具备承载能力,所以推进剂的应力随拉伸应变呈缓慢增加的趋势。     

RP-3航空煤油/正丁醇混合燃料燃烧机理构建及动力学分析

为探究大分子碳氢/小分子醇类燃料氧化机理,明晰航空煤油/生物质替代燃料的燃烧本质,构建并验证了包含173种组份、720步反应的RP-3航空煤油/正丁醇混合燃料反应机理,并对其在压力为0.1MPa、当量比为1.0、温度为1100,1300,1500K条件下进行了化学动力学模拟分析。结果表明：在低温条件下,正丁醇会延长混合燃料着火延迟期,30%的掺醇比使混合燃料着火延迟期延长了101.3μs;烷烃脱氢后的异构体以及裂解后的小分子基元团都随温度的升高而增多,正丁醇的添加对大分子异构化及裂解过程影响较小;温度的升高使除R1（H+O₂=O+OH）外的大部分反应的敏感性系数显著降低并保持在30%以内。而正丁醇的添加使消耗OH,HO₂等物质的反应的敏感性系数提高,也会影响小分子基元团的摩尔分数。     

磁性流体研磨加工的实验研究

随着科学技术的发展,电子、光学和军品零件加工精度和表面质量的要求日益提高。采用普通研磨加工方法,虽然加工表面粗糙度和形状精度可符合要求,但表面加工变质层会使零件的机械物理性能降低。为此,开发研究出许多精加工技术。磁性研磨法是70年代新开发研究的一种加工方法,具有高精度、高效率和加工表面无变质层的特点,特别适合难研磨材料和复杂形状表面的研磨加工,并能在研磨加工过程中控制研磨效率和研磨精度。本文以自行研制的研磨装置为实验手段,对磁性流体研磨加工进行工艺试验,探索了研磨时间、磨粒粒径、混合液体积添加率和磁场强度诸因素对研磨效率和研磨精度的影响。并在此基础上对研磨机理进行了初步分析,提出了磁性流体研磨加工中单颗磨粒的运动模型,找出了研磨表面产生铜屑粘连、夹渣、磁性颗粒粘附和较粗划痕等缺陷的原因,以及控制措施。     

6PUS并联机构的运动学整机标定

首先建立了6PUS并联机构包括虎克铰铰链点、球铰铰链点、杆长以及导轨方向向量在内的54结构参数的误差雅可比矩阵。在MATLAB中使用最小二乘法建立了其标定模型,通过仿真验证了雅可比矩阵的正确性和最小二乘法参数辨识的有效性。其次采用正交试验选取位姿,用激光跟踪仪进行整机标定实验。根据标定结果,在MATLAB中采用建立的标定模型进行参数辨识,得到54结构参数。最后进行误差补偿,观察标定补偿效果。该整机标定可使单方向最大位置误差在0.030 mm,最大姿态误差在0.0007 rad;三方向最大位置误差在0.046 mm,最大姿态误差在0.0008 rad。由标定效果可知,整机标定可明显地提高运动学精度。      

亚临界雷诺数圆柱绕流远场气动噪声实验研究

针对亚临界雷诺数下圆柱绕流的气动噪声问题,在北京航空航天大学D5气动声学风洞中进行了圆柱绕流远场气动噪声的实验研究。在D5气动声学风洞实验段不同来流条件下,测量消声室中距离圆柱不同位置的自由场传声器的远场声压信号,经过快速傅里叶变换(FFT)获得亚临界雷诺数下圆柱绕流气动噪声随来流速度、接收点距离的变化规律。实验结果表明:圆柱绕流的远场气动噪声在垂直气流方向最大,随着偏离垂直方向角度的增大噪声逐渐减小,属于典型的偶极子噪声源辐射特性;远场气动噪声近似与来流速度的6次方成正比,与接收点到圆柱中心距离的2次方成反比,这说明偶极子类型的噪声源是圆柱绕流的主要噪声源。      

含铰链间隙板式卫星天线展开精度分析

板式卫星天线展开机构在航天领域有着广泛的应用,其空间尺寸大,拓扑结构复杂,构件之间多用铰链联结,卫星天线对指向精度要求较高,应考虑铰链间隙对指向精度的影响。含铰链间隙的卫星天线展开机构的指向精度分析建模复杂、求解困难,为此提出了矩阵法分块建模的分析方法,将复杂的整机模型分解成锁定机构计算模型与2个单闭环机构计算模型,分别分析计算铰链间隙对其精度造成的影响,建立整机的计算模型并采用粒子群优化算法进行求解,得到某特定构型的板式卫星天线在极恶劣工况下展开的指向误差为0.067°。研究表明,建立的计算模型精度高,通过智能优化算法求解可以快速得到卫星可展开机构的指向精度极恶劣值,为展开机构的误差补偿设计提供参考。      

关于军事计量设备自主可控工作的思考

军事计量设备国产化率低的现状，制约了军事计量设备自主可控工作的开展。为此，针对军事计量设备国产化自主可控工作存在的实际问题，探讨了通过建立军事计量设备自主可控需求对接机制、健全系统规范的技术标准，构建联合攻关科研模式等路径，提出了推进军事计量设备自主可控工作的意见与建议。     

新型2-2PRUR并联机构运动学分析及工作空间优化

基于工业生产线实际需求,设计了新型2-2PRUR并联机构,进行运动学分析的同时基于散点图对工作空间进行了优化。提出了通过拆分动平台为两部分并加装行星轮系以解决四自由度并联机构过约束及增大转动自由度转角的方法;运用坐标法写出机构约束方程并求解位置正反解;利用位置反解方程解的散点画出机构工作空间,同时以散点数最大为原则运用遗传算法对工作空间进行优化,获得了合理的结构参数。为此类并联机构的研究和应用奠定了基础。