高温环境下薄壁结构声激励响应及疲劳分析与试验验证

针对航空发动机薄壁结构热声疲劳问题,采用耦合的有限元/边界元法,对GH188薄壁结构进行动力学响应计算,采用改进的雨流计数法和Morrow平均应力模型,结合Miner线性累积损伤理论对薄壁结构疲劳寿命进行了预估。基于高温行波管试验器开展了GH188薄壁结构高温声激振疲劳试验研究,获取了薄壁结构在不同温度和声载荷作用下的模态频率、应力/应变响应和疲劳寿命结果。仿真计算结果与试验结果对比分析表明:数值仿真对结构破坏位置判断准确,破坏位置均为结构根部,结构1阶热模态频率具有一致性,误差0.49%~2.09%之间,X方向应力响应峰值集中在基频附近,随温度升高,结构发生软化刚度下降,响应峰值向左发生偏移,且预测水平与试验一致,误差在1%~3%之间,验证了薄壁结构热声响应计算方法与计算模型的准确性。结构疲劳寿命随温度和声压级的上升而均呈现下降趋势,疲劳破坏时间的预估值与试验结果在一个量级之内,误差在3~3.5倍之间,满足工程级寿命预测要求,验证了薄壁结构热声疲劳寿命预估方法的有效性。      

榫连接结构高温低周微动疲劳试验

针对航空涡扇发动机压气机叶片/轮盘连接结构,设计了一种燕尾榫结构高温微动疲劳试验加载装置,开展了TC11钛合金在200℃及500℃下的微动疲劳试验。通过动态位移及动态应变法实现对燕尾榫微动疲劳萌生寿命的监测。试验中发现微动疲劳裂纹均萌生在燕尾榫接触区域的下边缘,且接触表面存在大量的微动磨屑,属于典型的微动疲劳失效形式。试验结果表明:温度环境对微动疲劳寿命的影响较为明显。随着试验温度的升高,试验件的微动疲劳寿命会逐渐减小。      

机场条件对民机起飞性能影响规律初探

为了研究机场海拔、温度及跑道污染对大型民航运输机起飞性能的影响规律,采用理论分析结合模型计算的方法,回归统计出机场条件对起飞场长的影响规律。首先,介绍并分析了起飞性能的影响要素(机场高度、温度、跑道条件、发动机推力、增升装置)及其影响关系;其次,建立了自动满足适航要求的民机起飞性能计算模型;再次,利用该模型计算不同机场条件下飞机起飞性能;最后,将结果分析归纳总结成图表,为飞机设计及运营人员提供参考。     

高精度碳纤维复合材料副反射面天线制备工艺

文摘分析了模具选材、装配工艺过程及机加工工艺对高精度CFC副反射面天线制备的影响,研究了高精度CFC副反射面制备工艺的关键技术,进行了模具材料比较、装配工艺优化及机加工验证试验。结果表明,殷钢是制备高精度CFC副反射面天线的较理想模具材料;在夹层结构装配时采用外蒙皮原位装配技术并单独适配过渡区的蜂窝可有效避免天线型面精度超差;机加工辅助工装与三维摄影测量系统相结合的措施可有效确保装配基准点的高形位精度并大幅缩短天线加工周期。     

宽温域柔性接头弹性件本构模型适用性研究

针对宽温域丁异戊橡胶弹性件开展了-55、-40、20、65℃下的单轴拉伸试验与剪切试验,研究其在不同温度下本构模型的适用性,验证了本构模型由一种变形对其他变形的预测能力,在此基础上采用有限元方法分析了各模型的计算误差,确定了丁异戊橡胶在不同温度不同应变下所适用的本构模型。结果表明,阶数越高的本构模型预测能力越差,低阶的Neo-Hookean模型预测能力最好,同时在丁异戊橡胶弹性件的有限元计算中,-55～20℃本构模型采用Yeoh模型与三阶五项式模型最好,20～65℃采用Yeoh模型计算精度最高。     

基于低温烧结银的航天功率模块基板大面积连接工艺改进

由于传统航空功率模块中大面积基板连接采用锡铅焊料,可靠性不佳,本文采用烧结银进行大面积基板连接,研究了接头的力学性能、断裂模式和显微组织。结果表明:接头力学性能良好,平均剪切强度为45.18 MPa,呈现出内聚失效和韧性断裂模式,粘接层的孔隙率为4.82%,显微结构致密均匀,界面结合良好。改进的大面积烧结银工艺只需印刷一次焊膏,采用快速升温速率提高烧结银致密度,并将烧结压力降至2 MPa,可以满足航天功率模块中基板连接的要求。     

温度对涡轴发动机起动性能影响的试验研究

为研究装直升机后的涡轴发动机的地面起动性能,开展了不同环境温度、冷/热态条件下的发动机地面起动试验,分析了温度对起动时间和排气温度峰值的影响。结果表明,随着环境温度的增加,冷态起动时间先降后增,热态起动时间、冷/热态起动排气温度峰值均呈线性增加。环境温度0℃以下时,随温度的降低冷/热态起动性能差异逐渐增大,滑油导致的转子阻力矩升高是低温冷态起动时间长的主要原因。利用试验结果,建立了冷/热态起动时间、排气温度峰值随环境温度变化的模型,并应用于实际飞行时的起动监控。     

第二代490N轨控发动机研制及在轨飞行验证

490N液体火箭发动机被广泛使用于航天器远地点机动入轨或者为其他轨道机动提供推力。我国第一代490N发动机真空比冲为304.7s,曾经成为制约我国航天器寿命上台阶的技术瓶颈,因此开展了基于铌合金材料的高性能第二代490N发动机研制工作,比冲提高10s。对第二代490N轨控发动机的研制和在轨飞行验证结果进行了总结和分析。第二代490N发动机研制过程中突破了高性能喷注器、耐高温材料及涂层、发动机头部喷注器法兰和燃烧室壁面结构温度控制、抗高量级力学环境能力以及热防护罩等多项关键技术,真空比冲达到了317.8s,单台发动机累计199次启动工作寿命40000s以上,工作性能达到国际同等水平。     

一种小型高功率密度伺服驱动模块设计

针对新一代工业数控系统对交流伺服驱动控制系统提出的小型化、高功率密度的迫切需求,提出一种新型功率伺服驱动模块。该模块集栅极驱动、功率变换、信号传感、电路保护等多功能于一体。重点研究了功率开关器件MOSFET的驱动电路和过压、过流及过温保护电路,详细说明了各保护电路结构及参数的优化计算方法。试验结果表明:该伺服驱动模块具有体积小、驱动能力强、功率密度高、功耗低和可靠性高等优点。     

基于红外技术的发动机低压涡轮叶片温度场测量

为了解某型发动机整机运行状态下低压涡轮工作叶片的温度分布情况,使用红外测试系统测量了该发动机整机状态低压涡轮工作叶片前缘及盆侧的温度场。试验前对该发动机进行了测试改装,设计了用于实现叶片定位的转速信号分析仪,以及用于提供高压气源的气体增压系统。试验共测得多个状态下发动机涡轮叶片的表面温度分布数据。结果表明:涡轮叶片前缘和叶盆中间位置的温度较高;相同位置下每片叶片的温度有轻微差异;叶片的最高温度位置位于测试区域的下方,与仿真计算结果相吻合。采用红外测温技术可以得到清晰的涡轮叶片表面温度分布云图,结合示温漆标记技术,可用于定位温度最高的叶片和叶片温度最高的位置。