航空发动机反推力装置安装座断裂分析

在某发动机反推力装置整机试验过程中,1处作动筒安装座发生断裂。为确定故障原因,对断裂安装座进行宏观检查、断口分析、材质分析及有限元分析等。结果表明:安装座前侧安装边棱边与座身转接处首先发生高周疲劳断裂,该处断裂后造成构件结构失稳,在试验载荷的进一步作用下导致另外2个安装边发生瞬时断裂;疲劳源区存在的缩孔缺陷导致该处产生应力集中,对安装座过早疲劳开裂有促进作用;合金成分中Cu元素含量超标导致组织中析出大量θ脆性相,从而降低了合金强度,这也是安装座过早疲劳开裂的原因。对铸造工艺和无损检测工序提出了改进建议以避免此类故障再次发生。     

织女－3主发动机的辨识仿真

织女－３探空火箭飞行试验与地面试验的主发动机喉径不同,提出了用辨识仿真方法提供弹道计算所需的推力数据。利用唯一的一发有效地面实验数据,以系统辨识法确定发动机工作时推进剂的基础燃速,沿金属丝燃速,综合因子和喉径的变化规律,再确定喷管效率,最后用内弹道计算和性能计算方法确定飞行发动机的地面推力数据。飞行试验表明,计算弹道与飞行试验弹道相吻合。     

“双碳” 目标下我国能源低碳转型路径及建议

处于尾流区与处于自由流场的风力机气动特性差异明显。为了量化风力机气动特性受尾流影响规律,提出了一种基于三维时变尾流模型（3DJGF-T）耦合改进的叶素动量理论（BEM）的风力机气动特性计算方法。首先,分别以正弦风、自由风作为上游机组输入风况,使用3DJGF-T尾流模型计算,得到尾流场内风况的时空变化特征,并进行外场实验验证;其次,以上述尾流场内随空间位置点和时间的不均匀分布的流场为边界条件,研究处于不同尾流下游纵向位置（x=5D、6D、7D、8D）及水平位置处（全尾流、1/2尾流、3/4尾流、全偏尾流）的风轮和单叶片功率、转矩、轴向力的时空变化规律。对比分析结果显示：下游纵向位置变化会同时改变尾流的时间与空间特性,对载荷及功率产生更加复杂的波动影响,纵向距离每增加1D,风轮功率增大约10%;相比之下,风力机水平位置的变化仅影响尾流的空间特性,风轮功率损失随着靠近尾流中心而逐渐增大,相较于全偏尾流,1/2尾流、3/4尾流和全尾流的功率平均值相对损失分别为23.7%、44.3%、61.2%;当来流为自由风时,其风速变化比正弦风更快、随机性更强,导致风力机机组承受的载荷功率波动更大。

     

W型发动机双轴摆动故障的排除

简要介绍了DPF－2型控制系统在W型发动机上的应用,分析了该系统在使用过程中出现的双轴摆动现象,对整个系统的稳定性进行了探讨,采取措施解决了该发动机双轴摆动故障并进行了试验验证。该研究对进一步完善该型发动机的燃油控制系统有一定的参考作用。     

基于目视间隔条件下的碰撞风险分析

为研究目视间隔条件下进近过程中前后两飞机的碰撞风险问题,通过Reich碰撞模型和碰撞风险模型,引入目视误差作为影响因素之一,建立基于目视间隔条件下的风险评估模型.从纵向、横向、垂向三个维度分析前后两飞机碰撞的概率,求得目视条件下进近两机碰撞的概率,以此作为风险分析的结果.计算结果表明,利用模型计算出的碰撞风险符合国际民航组织规定的航空器空中碰撞概率规定值.故而可证明,目视间隔和目视进近可作为一种安全的空中交通管制运行模式缩小安全间距,提高空域利用率,增加飞行流量.     

基于代理模型全局优化的自适应参数化方法

对于翼型气动隐身设计问题,设计变量的配置对设计结果影响很大,而简单地增加设计变量不能保证得到理想的结果.提出一种适用于代理模型全局优化的自适应参数化方法:利用全局敏感性分析方法——基本效应法,得到设计空间关于目标函数的敏感区域信息,并以此为根据增加设计变量;利用节点插入算法将低维样本在高维空间内进行重构,避免了重新取样...     

含金属固体推进剂燃烧残渣的成分分析

借助于近代物理分析技术（如Ｘ射线衍射、光电子能谱）及化学分析法,对含金属（硼／铝）固体推进剂燃烧后残渣的成分进行了较为全面的分析。在定性分析的基础上,着重介绍了残渣中剩余金属及其它成分的定量分析方法,包括Ｘ射线衍射及化学滴定法（氧化－还原滴定、酸碱滴定）。     

密封结构中超弹性接触问题的有限元分析方法

给出了不可压缩超弹性橡胶密封材料轴对称大变形的分析计算方法,利用基于接触面的罚单元算法,采用有限元分析方法对固体发动机密封结构进行了计算,对密封界面上的接触压应力分布规律进行了研究,为橡胶密封件的设计计算提供了一条新途径。