航天用气瓶、贮箱分类及制造技术

气瓶、贮箱等压力容器是航天结构动力系统的关键部件,本文对我国目前航天用气瓶、贮箱产品分类及发展现状进行概述,介绍了航天用气瓶、贮箱的制造技术,并分析预测未来我国航天事业发展中,气瓶、贮箱等压力容器产品高性能化、轻质化、系列化的发展趋势。     

民用飞机发动机灭火系统地面试验技术研究

确保民用飞机的高安全性,是民机设计的一个重要目标。发动机火区的防火、灭火功能尤其重要。根据适航条款的要求,提出一种适用于民用飞机发动机灭火系统地面试验室试验的方法。该方法采用一种微压差式灭火剂浓度测试系统,在模拟真实发动机内外形和舱内流场的发动机灭火性能验证试验台上进行试验。该试验同时模拟机上最严苛的试验环境,验证最严苛试验工况下发动机灭火试验的灭火剂扩散情况。该试验采用高精度传感器测试试验参数,记录试验数据,并按FAA条款比对试验结果。通过地面试验室试验验证,该试验方法能有效、准确的实现发动机灭火系统地面试验室试验目标。该试验结果能为机上试验提供试验经验,为机上喷嘴构型更改、灭火管网布设提供重要参考依据。     

高压条件下Al2O3/Al-10Si组织演变及力学性能

采用热压烧结与高压凝固分别制备了不同压力下Al_2O_3/Al-10Si复合材料,研究了高压对Al_2O_3/Al-10Si复合材料的组织演变规律及力学性能的影响。结果表明,高压凝固Al_2O_3/Al-10Si复合材料由α相,β相和Al_2O_3强化相组成,其中α相呈胞状,在α相晶界处存在少量粒径约为0.1μm的颗粒状β相;对于不同压力下制备的复合材料性能研究发现,凝固压力增加,α相中Si的固溶度增加,显微硬度及拉伸强度也随之提高,显微硬度由热压烧结时的55.3 HV,增加到了5 GPa时的128.1 HV,提高了133%,拉伸强度由热压烧结时的126 MPa,增加到了5 GPa时的702 MPa,这是由于高压导致α相中Si固溶度增加,形成了固溶强化。     

叶尖间隙对涡轮性能影响的试验研究

为了获取叶尖间隙对涡轮性能的影响规律,通过对某型发动机高压涡轮第1、2 级叶尖间隙的主动调控,进行叶尖间隙 对涡轮性能影响的试验研究。采用精密传感器对叶尖间隙进行测量,通过试验得到不同叶尖间隙下涡轮效率、换算流量、换算功以 及出口流场的变化数据。结果表明：第1、2 级叶尖间隙每增大1%,涡轮效率约降低0.58%～0.69%;存在1 个叶尖间隙变化对涡轮效 率影响较明显的敏感区;叶尖间隙变化对叶尖出口流场有明显影响。     

考虑发动机性能退化的涡轮叶尖间隙预估方法研究

针对有主动间隙控制的某型高压涡轮,建立了考虑发动机退化的叶尖间隙预估模型,重点研究了发动机在长期使用、性能退化过程中涡轮前燃气温度和蠕变变形对叶尖间隙的影响。研究中,首先分析了间隙预测中发动机性能退化影响的引入方式,建立了对应的间隙预估流程。随后以某型发动机典型工作历程为对象,对比研究了传统间隙控制方案、考虑发动机性能退化影响两种条件下的涡轮叶尖间隙尺度变化规律,并据此开展了间隙控制策略的优化调整。研究中发现,由于发动机性能的退化,导致涡轮前燃气温度升高,使得机匣、轮盘和叶片的热变形量增大,其中在最大巡航阶段对机匣的影响最大,其伸长量达到了6.914mm,与未退化前相比增大了17%,同时由于发动机的长期使用,叶片和轮盘受蠕变变形影响,导致叶尖间隙的变化。研究结果表明,采用优化后的主动间隙控制方案,各个工况下的叶尖间隙值均控制在合理范围内,尤其在高温起飞阶段,与退化状态下的间隙值相比提高了53%,有效避免了叶片严重碰摩等故障发生。     

航空发动机进气总压畸变地面试验测试技术进展

航空发动机3 种常见进气畸变形式为总压畸变、旋流畸变和总温畸变。进气总压畸变涉及进气道/发动机兼容性评估、 发动机稳定性评估、飞行包线预测等多方面,是影响发动机稳定性和性能的重要因素。近些年国内外研究人员关于进气总压畸变开 展了大量进气道试验、发动机部件试验以及整机试验等地面模拟试验,其中利用畸变发生器模拟发动机进口畸变环境的地面试验 备受关注。结合国内外关于进气总压畸变地面模拟试验的研究现状,总结了试验中所涉及的畸变发生器类型和安装位置、AIP选取 位置和总压测试方案以及其他截面测试方案等,分析了在畸变发生器安装位置和AIP 位置选取中以及AIP 总压测试方案设计中需 要考虑的因素,并对发动机进气总压畸变地面试验测试方法的发展趋势进行了展望。     

民用飞机地面支援设备和工具验证的研究

民用飞机的维护、修理、改装、抢救等工作离不开地面支援设备和工具的支持。地面支援设备和工具的验证是其研制工作的关键环节之一。在地面支援设备和工具交付客户之前,民机制造商应当选择部分地面支援设备和工具进行充分、有效地验证以确保这些设备和工具能够满足客户使用需求。给出了地面支援设备和工具的四维验证评价标准。总结出了民机制造商可采用的三种地面支援设备和工具的验证方式,并分析了这三种验证方式的主要特点以及选用流程。操作验证是民机制造商最普遍采用的、最重要的验证方式。针对操作验证,具体分析了操作验证实施的五大关键因素,介绍了操作验证的四个工作环节以及各环节的主要工作内容。最后,提出了若干与地面支援设备和工具验证相关的工作建议。     

某涡扇发动机高压涡轮盘螺栓孔低循环疲劳模拟件设计

以拉伸应变能寿命预测模型为理论基础,提出了低循环疲劳模拟试验件(简称模拟件)设计的基本准则。针对某涡扇发动机高压涡轮盘螺栓孔部位进行了模拟件优化设计,设计时综合考虑了试验器能力、螺纹连接强度和所需毛坯盘数量等限制因素。优化目标为模拟件与螺栓孔虚拟裂纹0.8mm内第一主应力和第一主应变分布一致,以及最大应力点第二主应力与第一主应力比值一致。对设计结果进行了弹塑性校核。采用该模拟件构型进行了试验研究,由模拟件试验数据得到的安全寿命和轮盘试验给出的安全寿命的差距为4.48%。      

基于满意PID控制的MCMS10试验机电控系统研究

为揭示高压轴向柱塞泵滑靴副摩擦磨损性能,需提供1台高精度、高性能以及主轴转速恒定可靠的滑靴副摩擦磨损试验机。但在测试滑靴副时,试验机主轴的速度调控和位移的精确控制非常难以把握。当试验机主轴转速在3 000 r/min的基础上升高时,试验机油温急剧升高,会对滑靴副性能测试的精度产生极大的影响。针对MCMS10试验机的电控系统,设计出硬件图,采用满意PID算法控制其主轴转速和位移两个参数。最后通过组态软件设计实时监控画面并开展试验分析。结果表明:将满意PID算法运用到MCMS10试验机电控系统中,不但精度非常高,而且在主轴转速约为3 200 r/min时,油温始终保持在65 ℃左右。     

航天材料空间环境效应地面模拟试验标准体系

首先对航天器在不同轨道将遇到的空间环境进行了分析,对航天材料在不同空间环境下的损伤效应与机制进行了探讨,并对不同空间环境对航天材料的协同效应进行了研究。进而在对国内外主要航天机构或国家的航天材料空间环境效应地面模拟试验标准建设情况进行梳理的基础上,借鉴国外航天材料空间环境效应地面模拟试验评价标准的建立和使用经验,构建了由通用方法、单一空间环境和多因素空间环境协同作用下的航天材料空间环境效应地面模拟试验标准体系。