某型飞机铝合金LY11螺旋桨腐蚀损伤试验

在疲劳试验机及电磁激振试验台上,对不同腐蚀情况的某型飞机螺旋桨桨叶模拟试件进行试验,分别得到了腐蚀损伤面积比随低周循环数N的变化规律,振动频率随损伤深度比、损伤长度比及损伤面积比的变化规律.试验表明,在载荷、温度相同条件下,材料性能、喷丸强化措施和使用环境是影响螺旋桨腐蚀损伤的重要因素;腐蚀损伤的面积比、腐蚀深度比对螺旋桨桨叶振动频率影响较大并获得最大深度比为0.14,模拟试件损伤深度最大允许值为0.7 mm,损伤面积比为0.015,损伤面积最大允许值为3.006 mm2.      

基于直升机/发动机非线性综合仿真模型的增广LQR控制器设计

构建了UH-60A直升机六自由度非定常、非线性气动力模型以及完整的直升机/涡轴发动机非线性综合仿真模型.使用增广LQR方法设计了直升机飞行控制器,包线内大量仿真结果及与H_∞控制器效果的对比表明该控制器解耦性能、指令跟踪性能优越,鲁棒性强.此外,该控制器设计过程简单和调参方便.借助上述综合仿真模型研究了发动机闭环系统与直升机的功率匹配关系,数字仿真表明:发动机能够满足直升机机常规飞行任务下的功率需求,功率涡轮转速下垂量满足直升机飞行操纵品质规范(ADS-33E)的要求.      

密集编队中飞机发动机的疲劳损伤差异

选取典型密集编队飞行任务,利用实测飞行数据,研究了在飞行动作几乎完全相同的条件下飞机发动机疲劳损伤的差异.经过二次雨流法统计循环次数和线性累积损伤理论折合到标准循环,得出了密集编队中长、僚机因位置不同而造成的发动机疲劳损伤的差异及其统计规律,发现疲劳损伤差异分布为威布尔分布,单机差异一般为2～4倍,最大可以达到9～10倍.进一步揭示了发动机疲劳载荷/损伤的分散性和单机疲劳寿命监控的必要性.      

航空发动机非线性模型实时计算的迭代方法研究

针对航空发动机非线性模型将作为未来机载应用而需要严格实时性的问题,研究了求解模型的迭代方法,综述其历史发展情况,并讨论收敛性问题,同时提出一种改进应用方案,即模型在过渡态仿真时可将上一状态点雅可比矩阵直接应用于下一点计算,能够在典型应用方案基础上直接减少气动热力模型计算次数,从而提高整体模型执行效率.通过实际算例对这些应用方案进行仿真比较与分析,结果表明:①Broy-den秩1法执行效率最高,更适宜用于模型实时计算;②改进应用方案简单、有效,为进一步满足非线性模型的严格实时性要求奠定基础.      

跨、超声速吸附式压气机平面叶栅试验

对跨、超声速吸附式压气机平面叶栅进行了试验研究,试验针对若干抽气位置、抽气量和流动条件不同的叶栅工作状态进行,结果表明:一般在通道激波后、附面层分离前抽气对控制叶片附面层在逆压力梯度区的发展、抑制分离、降低叶栅损失、升叶栅气动性能有较明显的效果;在跨声速叶栅中,抽气量大于某个时抽气才能起到减小损失、改善性能的作用.      

《航空发动机》编辑委员会成员简介(七)

<正>特邀委员蔡毅1985年8月毕业于南京航空航天大学航空发动机系,工学博士,研究员级高级工程师,中国工程热物理学会委员,北京航空航天大学、南京航空航天大学和西北工业大学兼职教授。在中航工     

西科斯基开始S-76D试飞和S-76C＋＋升级

西科斯基公司的S-76系列民用直升机已经有多种改进改型,包括最新的S-76C＋和S-76C＋＋。现在,西科斯基公司在对S-76C＋＋继续进行升级的同时,也开始了一种更为先进的改型S-76D的飞行试验。     

发动机“超市”盘点

中国商用飞机有限责任公司（中国商飞）于今年2月26日正式向国内外供应商发放了大型客机动力和机载系统国内外供应商信息征询书。中国商飞副总经理、大型客机总设计师吴光辉在3月6日透露,大型客机研制工作已全面展开,首型国产大飞机将命名为“C919”。他表示,C是China的首字母,也是中国商用飞机有限责任公司英文缩写COMAC的首字字母,同时还有一个寓意,就是我们立志要跻身国际大型客机市场,要与空客（Airbus）和波音（Boeing）一道在国际大型客机制造业中形成ABC并立的格局。C919的第一个“9”的寓意是天长地久,“19”代表的是我国首型大型客机最大载客量为190座。而“C919”之后未来的型号也可能命名为“C929”,其中“29”代表这一机型的最大载客量为290座。吴光辉称,我国大型客机将以单通道150座级为切入点,采用超临界下单翼、翼吊先进高涵道比涡扇发动机、常规尾翼和前三点可收放起落架的常规布局形式。他们争取用8年左右时间努力研制出在安全性、经济性、舒适性等方面更具竞争力的大型客机。中国商飞C919飞机方案公布后,世界航空发动机和机载系统公司的CEO们便开始了走马灯般的来华行程,希望C919的出现为他们带来新的机会。本刊记者在寻访了多家发动机和系统制造商后,给出了一份供选的“超市”清单,仅供读者参考。     

基于优化智能网络的发动机推力指令模型

针对航空发动机性能退化缓解控制中推力指令模型输入量有限问题,提出1种双智能网络串联的推力指令建模方法.其中子模型Ⅰ采用BP网络映射与推力密切相关的气路参数,其输出作为子模型Ⅱ的输入;子模型Ⅱ采用优化极端学习机(ELM)算法,输出为额定发动机推力,并以此推力为性能蜕化缓解控制指令.为了减小ELM网络规模,提高推力指令模型实时性,采用微分进化算法(DE)优化ELM初始网络参数.数字仿真验证表明:各飞行包线内推力指令模型预测值最大相对误差小于4‰,远优于单一神经网络最大8.17％和单一极端学习机最大14.5％的误差,模型推力指令计算时间仅需0.64ms,实时性好,验证了该推力指令模型的有效性.     

鼠笼式弹性支承结构参数分步优化设计方法

为进一步提高鼠笼式弹性支承结构支承刚度设计的准确性,同时最大限度地减小鼠笼受到的最大应力,在相关研究的基础上,基于参数化建模思想,并结合有限元优化技术提出分步优化设计方法.采用鼠笼式弹性支承的刚度和应力计算公式并结合加工装配条件初定1组满足设计要求的结构参数值;建立鼠笼式弹性支承的有限元优化模型,并将初定的结构参数值代入到有限元优化模型作为优化的初始迭代值,同时以鼠笼笼条的长度和厚度为优化参数,经过迭代计算得到满足工程需求的结构参数.该方法可提高设计精度,节省设计时间.最后,结合具体算例验证了优化设计方法的有效性和实用性.