一种基于飞机强度试验的多路故障检测技术

在全尺寸飞机结构强度试验中,对飞机姿态的实时监测尤为重要.飞机各部位安装的限位开关对飞机各重要部位的变形量进行限制保护,同时反映了飞机姿态、变形量的正常与否.如何快速准确地锁定试验异常部位,为试验人员定位并检查试验异常提供信息,赢得排除故障的时间,是研制多路故障检测装置的初衷.     

Applications of numerical optimization techniques to design of axial compressor blades

This paper describes the shape optimization of NASA rotor 37 and rotor and stator blades in a single-stage transonic axial compressor.Shape optimization of the blades operating at the design flow condition has been performed using the response surface method and three-dimensional Navier-Stokes analysis.Thin-layer approximation is introduced to the Navier-Stokes equations,and an explicit Runge-Kutta scheme is used to solve the governing equations.The three design variables,blade sweep,lean and skew,are introduced to optimize the three-dimensional stacking line of the blades.The objective function of the shape optimization is an adiabatic efficiency.Throughout the optimization of rotor and stator blades, optimal blade shape can be obtained.It is noted the increase of adiabatic efficiency by optimization of the blade shape with the stacking line in the single-stage transonic axial compressor is more effective in a rotor blade rather than a stator blade because of the large deformation of blade shape in the stator blade.      

一种新的评判任意电磁环境中被检测件电磁发射电平的方法

提出了一种新的评判任意电磁环境中被检测件的电磁发射电平不高于极限值电平的方法。并阐述了由给出的概率公式和概率极限值得出的若干重要结论。     

亥姆霍兹共振器对热声不稳定极限环的预测

验证亥姆霍兹法求解亥姆霍兹共振器对热声极限环影响的可靠性,实验在Rijke管上进行.采用耦合非线性热释放率模型、实测阻尼率及共振器阻抗模型的亥姆霍兹法求解耦合共振器前后热声极限环特性.其中共振器阻抗模型采用阻抗管修正.结果表明:修正的阻抗模型可有效模拟不同背腔流量下共振器反射率幅值和相位.背腔流量增加,共振器阻抗增加....     

校准ICP-MS检出限的测量不确定度评定

依据JJF1159-2006《四级杆电感耦合等离子体质谱仪（ICP-MS）校准规范》,利用国家规定的标准溶液GBW（E）130242（Be,In,Bi混合标液）,校准了ICP-MS的检出限并对其不确定度进行了评定。     

飞机研发中的精益设计与敏捷管理

本文针对传统飞机设计和研发管理方面存在的问题,提出了精益设计与敏捷管理的观点。首先对精益设计与敏捷管理的内涵和关系进行概述;然后从飞机研制中的物理设计和试验,系统、软件设计和试验,多学科优化设计,产品数据管理,协同设计等方面提出了提高飞机精益设计的主要手段;从战略、组织、技术、管理、文化等方面阐述了提高敏捷管理的主要做法;最后以研究所为例,概要阐述了精益设计与敏捷管理的应用及实施效果。     

气量分配对双轴向旋流器燃烧室贫熄性能影响

针对采用双轴向旋流杯结构的某单头部矩形燃烧室,实验研究了头部进气面积及主燃孔布局对燃烧室贫熄特性的影响.实验结果表明:一、二级旋流器进气面积的变化对燃烧室贫油熄火性能有很大影响.一级进气面积增加20%可拓宽贫熄边界11.8%;二级进气面积增加20%可拓宽贫熄边界16.6%.相反,减小一、二级旋流器进气面积都使燃烧室的贫熄性能变差.此外,主燃孔布局的变化对燃烧室贫熄边界几乎没有影响.      

成形极限预测韧性断裂准则及屈服准则的影响

将韧性断裂准则用于预测板材成形极限,通过数值模拟HS钢、IF钢和6111-T4铝合金3种板材在单向拉伸、平面应变和双向等拉等不同应变路径下的变形过程,获得试件中心区域主应变最大单元的应变历史,结合成形极限实验数据计算韧性断裂准则的材料常数;通过对接近平面应变变形路径下的模拟结果与实验获得的网格应变相比较分析了Hill48,Hill90和Barlat89 3种各向异性屈服准则对模拟获得的应变路径的影响.结果表明,Barlat89屈服准则可以较好地描述单元的应变路径;在此基础上比较了几种韧性断裂准则用于预测板材断裂成形极限的计算结果, Cockcroft-Latham准则和总塑性功准则的计算结果比较理想,材料常数的确定也较为简单.      

镍基粉末冶金高温合金的压缩疲劳性能研究

对镍基粉末冶金高温合金的压缩强度和压缩疲劳性能进行了试验,结合拉-拉应变疲劳试验数据,证明粉末冶金高温合金具有良好的耐压能力,抗压强度极限比抗拉强度极限高出约50%。不同载荷形式的疲劳试验结果发现,粉末冶金高温合金试样的压-压疲劳性能十分优良,不易产生压缩疲劳破坏。对试样的破坏断口进行了扫描电镜分析,初步分析了材料在不同疲劳载荷作用下的细观破坏机理。      

后缘喷流对三角翼前缘涡影响的数值模拟

为了研究三角翼后缘对称喷流对前缘涡破裂位置和旋涡结构的影响,通过高分辨率的N-S方程数值模拟方法,对60°后掠角三角翼后缘有对称喷流及无喷流情况下的绕流进行了研究.结果表明,后缘喷流速度与自由来流速度之比影响前缘涡破裂的位置.与无喷流情况相比,喷流与来流速度比的不同造成了涡破裂的提前或推后.而与传统结论有所不同的是,并非所有的后缘喷流都能延迟涡的破裂.另外,后缘对称喷流对涡轴位置的影响很小.后缘对称喷流不改变三角翼前缘涡横截面流动拓扑结构的变化规律,但影响极限环的扩张速度.