基于三阶累积量的转子振动信号降噪方法研究

本文根据信号分离理论研究了发动机转子系统振动信号的降噪问题。当转子系统发生轻微碰摩时 ,由于振动信号中含有瞬时突变的微弱高频信息 ,这可能与高频随机噪声的频带互相叠加 ,所以利用传统的滤波方法不能有效地去噪 ,为碰摩故障诊断带来了困难。本文利用基于高阶累积量的盲信号分离方法 ,设计了相应算法 ,成功地从被噪声污染的信号中恢复源振动信号 ,从而可确保碰摩故障的检测和诊断能顺利进行     

低速轴流压气机尾流撞击效应的数值模拟

利用二维数值模拟研究了低速轴流压气机上游尾迹对下游相邻叶排的非定常分离流场的影响。研究表明：满足一定通过频率和亏损幅值条件的尾迹能够有效抑制下游相邻叶排尾缘涡的生成，达到控制或是推迟附面层非定常分离的目的，从而使得流场时均性能大幅度的提高，损失系数降低了40．2％，功损比增加93％。为固有非定常潜能的利用提供了一类新途径。     

不同组织状态TC4合金靶材损伤行为的研究

采用直径为4mm的CoCr15钢珠作为弹丸对两种不同组织状态的TCA合金进行撞击试验，撞击速度为1．5km／s；观察撞击后不同厚度靶材的宏观损伤及微观损伤行为。结果表明：靶材的组织状态对靶材的宏观损伤行为有很大的影响；时效处理态的组织具有更高的绝热剪切敏感性，在中厚靶发生了绝热冲塞；退火态中厚靶的背面则发生了凸起。各种靶材的微观损伤形式基本相同，在弹坑附近出现了大量的绝热剪切带；微孔洞在绝热剪切带内形核、长大并连结成为裂纹。     

SACMA和QMW试验方法对复合材料层合板低速冲击后压缩行为的影响

采用了 SACMA标准和一种小试样试验方法对复合材料层合板低速冲击后的压缩 (CAI)行为进行试验研究 ,从层合板的冲击损伤分布、冲击后压缩破坏过程 ,以及层合板的准静态横向压缩、开孔后压缩等多方面进行对比 ,结果表明 ,这两种试验方法存在很大差别 ,试验方法不同 ,层合板低速冲击后的压缩行为也不同 ;采用 SACMA标准所测得的低速冲击后压缩强度更能全面反映基体韧性的优劣。作为 CAI试验标准 ,小试样试验方法还有待改进     

液固撞击的非线性耦合波动模型研究

推导了可用于研究液固撞击问题的非线性耦合波动模型 ,并将其应用于球形液滴与弹性固体平面撞击过程的数值分析。细致地研究了液固接触面及液体内无量纲压力分布 ,固体区域内等效应力的分布 ,固体弹性对撞击过程的影响 ,以及各个计算时层固体区域内最大等效应力所在点的位置。分析结果表明非线性波动模型可以较为准确地描述液固撞击过程 ,给出详细的液固撞击过程的各个物理参量 ;为液滴侵蚀固体表面问题的研究提供了可靠的基础。     

航空发动机风扇转子叶片外物损伤I.鸟撞击试验研究(英文)

本文改进了叶片鸟撞击试验条件。对某型发动机风扇一级转子叶片进行了鸟撞击试验。通过对叶片的鸟撞击瞬态响应分析和撞击前后叶片叶型变化的分析,验证了风扇一级转子叶片的抗鸟撞击性能,为某型发动机风扇转子叶片的抗外物损伤设计提供了依据。     

热处理对高Co-Ni超高强度钢冲击断口的影响

研究了不同固溶及回火温度对高Co-Ni超高强度钢23Co 14Ni12Cr3Mo的Charpy V型缺口试样冲击功AKV和硬度HRC的影响,并用扫描电镜观察分析不同处理状态下的冲击断口形貌,用透射电镜对未溶碳化物进行了分析.结果表明,在850～930 ℃范围内固溶,随温度的提高,冲击功升高,硬度先升高后降低;在454～510 ℃范围内回火,随温度的提高,冲击功也增加,硬度降低.断口形貌观察结果表明,试验用钢冲击断口形貌均呈韧窝状,为韧性穿晶断裂,随固溶温度升高韧窝变大变深.韧窝中发现M23C6型碳化物颗粒,随固溶温度的升高而逐渐减少,提高固溶温度对改善试验用材料综合性能有利.     

采用流固耦合方法的整级叶片鸟撞击数值模拟

利用MSC.DYTRAN软件建立了鸟撞航空发动机叶片转子级瞬态动力学有限元模型,采用流固耦合算法,模拟受气动和离心载荷作用并稳定旋转的发动机转子叶片,遭受不同鸟体撞击的瞬态响应过程.计算结果表明:鸟体撞击会使叶片产生巨大的瞬时冲击应力;鸟体速度、密度和尺寸的增加,将迅速增加叶片的冲击应力峰值,当叶片硬化和变形能力达到充分发展后,冲击应力峰值的增加速度会变慢;同时,叶片材料静态硬化模量的增加也会提高冲击应力峰值,而静态屈服强度的增加则会减小冲击峰的作用时间.最后还进一步模拟了鸟撞使叶片发生失效破坏的过程.      

Foreign Object Damage to Fan Rotor Blades of Aeroengine Part Ⅱ： Numerical Simulation of Bird Impact

Bird impact is one of the most dangerous threats to flight safety. The consequences of bird impact can be severe and, therefore, the aircraft components have to be certified for a proven level of bird impact resistance before being put into service. The fan rotor blades of aeroengine are the components being easily impacted by birds. It is necessary to ensure that the fan rotor blades should have adequate resistance against the bird impact, to reduce the flying accidents caused by bird impacts. Using the contacting-impacting algorithm, the numerical simulation is carded out to simulate bird impact. A three-blade computational model is set up for the fan rotor blade having shrouds. The transient response curves of the points corresponding to measured points in experiments, displacements and equivalent stresses on the blades are obtained during the simulation. From the comparison of the transient response curves obtained from numerical simulation with that obtained from experiments, it can be found that the variations in measured points and the corresponding points of simulation are basically the same. The deforming process, the maximum displacements and the maximum equivalent stresses on blades are analyzed. The numerical simulation verifies and complements the experiment results.     

直接侧向力/气动力复合控制影响因素研究

为分析直接侧向力/气动力复合控制中的影响因素对控制效果的影响,给出了复合控制拦截器的典型布局,建立了直接侧向力/气动力复合控制分配模型;采用自适应动态逆方法形成虚拟控制律实现拦截器姿态控制,并进行了仿真验证与分析。仿真结果表明,不同发动机总数、发动机开关机周期和推力大小等因素对最终控制效果有直接的影响,且发动机开关机周期与推力的共同作用对控制效果影响明显。