不确定运行环境下航空发动机部件寿命计算

针对传统航空发动机部件寿命计算方法没有考虑发动机实际运行环境的问题,提出1种基于传感器数据的部件寿命计算方法。首先构建含有涡轮叶片热机械疲劳寿命模型的仿真系统,利用Monte Carlo仿真来获取不同运行环境下叶片寿命数据,采用威布尔分布计算叶片失效概率,得到叶片等效使用寿命。结果表明:运行环境对发动机部件寿命及失效概率有重要影响,而基于传感器或机载模型数据的部件计算方法可以有效避免传统计算方法的缺陷,将发动机实际运行环境纳入到寿命计算中,为寿命延长控制、寿命管理等相关研究提供精确的部件寿命。     

基于遗传算法的涡喷发动机身份证模型建立

为建立发动机身份证模型,针对发动机个体差异和寿命期内性能蜕化引起的发动机模型与真实发动机之间的失配问题,提出1种基于遗传算法的发动机部件级模型自动修正方法。在发动机部件级模型中,引入能反映个体发动机部件特性的性能调节因子。根据发动机试车数据与待修正部件级模型输出数据,以发动机关键测量参数残差最小为优化目标,采用遗传算法获得不同换算转速下的特性修正系数,建立发动机身份证模型。以某型涡喷发动机为对象进行试验验证,结果表明该方法能有效提高发动机部件级模型精度,适用于建立发动机身份证模型。     

基于集总参数方程的超燃冲压发动机性能计算模型

针对目前常用的基于微分方程的超燃冲压发动机性能计算模型的不足,提出了基于集总参数方程的超燃冲压发动机性能计算模型。将基于控制体法的0D积分形式的守恒方程(流量连续方程、动量守恒方程和能量守恒方程)和化学动力学模型相结合,辅以临界流量法,应用于隔离段和燃烧室的1D流场计算,实现了双模态超燃冲压发动机各种模态的隔离段和燃烧室的流量平衡计算,可以捕捉到热力学喉道,确定了隔离段流动状态和燃烧室的工作模态,进而实现超燃冲压发动机全飞行包线内和全工况下的特性计算。计算结果表明,基于集总参数方程的计算模型不但能够克服基于微分方程的计算模型的缺点,而且还具有计算精度高、计算速度快、收敛性好等优点,为超燃冲压发动机总体性能计算和方案设计提供了一种很好的参考。     

基于调度预测的星载混合相关任务调度算法及其仿真的研究

为解决星载计算机系统中具有相关性任务的调度和临界资源的分配问题，提出了一种星载混合相关任务调度算法。首先，对星载计算机系统中的任务给出了形式化的描述。其次，具体阐述了这种星载多任务调度算法并给出了可调度性预测分析条件。最后，通过仿真实验对这个调度算法的性能进行了验证并给出了结论。     

基于有限元仿真的薄壁圆柱壳轴向动力屈曲实验研究

研究薄壁圆柱壳的动力屈曲行为，有助于构造具有高吸能率的抗爆和抗冲击结构。基于有限元仿真，比较撞击系统动能的时间历程和屈曲变形的时间历程，提出了用以确定第二临界速度的能量迭代法，应用此方法设计薄壁圆柱壳的动力屈曲结构可有效地减少试验次数，降低实验成本。该方法的可行性和正确性利用落锤实验得到了验证。另外，数值仿真和实验研究表明：轴向冲击下的薄壁圆柱壳，随径厚比的增加，折屈边数有明显增加的趋势。     

飞机装配型架标准件模型化技术

 针对飞机装配型架标准件的结构特点,在分析目前标准件管理技术及其局限性的基础上,提出了飞机装配型架标准件模型化技术。具体内容包括 :( 1 )综述当前常用的标准件管理技术及其特点;( 2 )提出并建立型架标准件的信息模型、结构与形状模型和语义模型;( 3)介绍型架标准件语义模型的解释机制等。与其它标准件管理技术相比,标准件模型化技术的特点是数据模型化、程序通用化以及标准件库扩充与维护方便等。本项技术还可推广应用于典型型架及其元件的管理,以进一步提高型架设计的效率     

直升机动部件定寿技术研究

 某型直升机采用安全寿命评定方法对其动部件进行了定寿,确定的使用寿命偏于保守,具有较大的寿命潜力。采用安全寿命与损伤容限相结合的先进技术对该型机尾桨叶进行寿命评定 :既以安全寿命方法确定使用寿命,同时考虑裂纹扩展寿命,以达到延长结构使用寿命、保证使用安全的目的,较好地发挥尾桨叶的使用效能,满足使用要求。     

基于BP神经网络的涡扇发动机部件特性研究

针对发动机特性计算中数据插值精度不高和部件特性的小转速数据难以获得的问题．建立了对部件特性数据进行识别学习的BP神经网络，从而实现了精确插值和对未知特性数据的推测。通过对网络输出结果的分析，表明该网络具有较强的实用性和准确性。     

军用飞机重叠关键部件二次杀伤易损性的研究

为减缩军用飞机的易损面积,有时会将关键部件的重叠布置作为其方法之一,但在考虑二次杀伤的情况下,重叠布置并不一定会减缩飞机的易损面积,为此分析对比了飞机重叠布置在考虑二次杀伤情况下和不采取重叠布置时易损面积的变化,得出了飞机在重叠布置下易损面积变化的通用计算公式和影响因素。     

解决某型高速组合压气机临界转速问题

介绍了解决我国某小型航空发动机组合压气机试验件转子动力学问题的理论与试验研究。在对轴系临界转速特性计算分析后, 将转子原前、后两支承均改造成弹性支承加挤压油膜阻尼器(简称双阻尼弹性支承), 并将阻尼器设计成非惯例的结构形式, 终于排除了原试验件的振动故障, 运行稳定。