200—80型谐波减速器杯形柔轮疲劳断裂失效分析

200—80型谐波减速器杯形柔轮在加载运转试验中连续发生早期断裂失效。经金相组织观察及X光探伤检验,排除了原材料或工艺过程断裂导致失效的可能性。又进一步应用扫描电镜观察柔轮断口,可明显地观察到样件上普遍存在着的疲劳断裂源区、疲劳断裂源点、扩展区及瞬断区,瞬断区位在断口内侧,断面磨光现象较为明显,据此判断此种柔轮的早期断裂失效是属疲劳断裂破损性质。     

Ka频段集成谐波混频器

介绍一种新颖的混合集成谐波混频器电路及设计方法。该混频器使用一只反向并联混频二极管对。介质材料采用RT—Duriod 5880.经测试，当射频频率为34.2～35.2GHz，中频频率为100MHz时，获得的变频损耗小于10.5dB，其中最好的为8.5dB。     

利用虚拟仪器实现角速度波动率的采集和处理

利用NI 的PXI-6281高速数据采集卡来完成角速度波动信号的采集,借鉴信号失真度的概念,分析角速度反馈信号的基波和高次谐波大小,求取高次谐波与基波幅值比,作为角速度波动率.     

谐波传动共轭齿廓的运动学仿真研究

根据包络理论，通过建立谐波齿轮传动共轭齿廓分析的通用数学模型，在已知柔轮齿廓的条件下可求得与之共轭的刚轮理论齿廓的离散点，通过最小二乘拟合的方法求得刚轮的工作齿廓，并通过啮合区段干涉检验法来校验齿廓的重叠干涉，最后通过计算机程序对所求的刚、柔轮工作齿廓进行运动学仿真以验证所求工作齿廓的合理性，还通过实例对程序进行了验证。本文的方法为探索谐波齿轮用新型工作齿廓提供一条可行的途径，并使小速比谐波齿轮传动变得可行。     

运输类旋翼航空器润滑系统失效试验适航条款研究

对运输类旋翼航空器传动润滑系统失效试验适航条款进行追踪分析,研究该条款的衍变历程和最新发展动态,诠释该条款的技术内涵,明确了条款的适用范围及可能的失效模式,列举出适航条款符合性验证方法。     

超声速空气介质自由扩散混合流涡的演化

在不同谐波扰动促发方式下,观察二维超声速空气/空气自由扩散混合流中涡的形成及演化.考虑含空气组分扩散效应的可压缩Navier-Stokes方程,对流项采用3阶迎风紧致格式离散,输运项采用6阶对称紧致格式离散,非定常时间推进采用3阶紧致存储显式Runge-Kutta方法.在无相差情形下,获得了大尺度基频涡结构的饱和、一次对并、二次对并、三涡对并等现象.在Ma_c=0.3低对流Mach数下,基频涡较饱满,但流向尺度较小.受空气真实气体特性影响,在Ma_c=0.8高对流Mach数下未发现涡/小激波结构.      

两级对转风扇非定常特性分析

为研究两级对转风扇的非定常特性,对该风扇进行了设计转速下的定常和非定常数值模拟。结果表明:非定常得到的压气机裕度(15.3%)比定常(14.5%)的更高,主要原因在于近失速时,上游尾迹和泄漏流能改善叶尖吸力面分离;非失速工况时,上游尾迹和泄漏流与下游泄漏流、激波之间复杂的非线性作用会引起熵增,从而导致叶尖流动损失的增加;此外,所有工况下,上游尾迹对叶片根部角区分离都起到了抑制作用,降低了损失。     

周向非均匀流动引起的转子动力学载荷分析

以轴流涡轮为分析对象,分析了流动沿周向分布不均匀的条件下涡轮转子受到的气动载荷。假设涡轮级内的流动沿周向呈1次谐波形式的余弦函数分布,考虑转子叶片叶顶间隙,利用双耦合激励盘模型描述叶片通道中的流动,采用谐波分析方法求得涡轮转子受到的气动载荷。分析了不同轴向位置处、不同非均匀流动参数的影响,讨论了转子偏心所产生的非均匀流动,给出了非稳态流动条件下的气动载荷。结果表明:1次谐波形式的非均匀流动会产生附加载荷作用于转子,从而影响转子的动力学性能;非稳态不均匀流动会影响附加载荷的大小,但不改变其在动坐标系中的方向。     

滤波减速器有限长轮齿接触表面混合润滑分析

综合考虑了轮齿接触几何、啮合点法向载荷、齿向参数、真实表面粗糙度、润滑剂流变特性等因素,建立了滤波减速器轮齿混合润滑数值分析模型,采用复合迭代法和快速傅里叶变换(FFT)方法分别求解Reynolds方程和弹性变形方程,获得了轮齿接触表面混合润滑分析完全数值解,得到了滤波减速器在啮入点、节点和啮出点的压力与平均油膜厚度,以及转速对轮齿接触表面平均油膜厚度和接触比的影响.结果表明:在啮入点、啮出点及节点处,沿齿宽方向的压力分布不相等,两侧压力较大,而在啮入点处的两侧压力突变相对较小,且平均油膜厚度最大;对于粗糙轮齿接触表面,随着滤波减速器转速逐渐降低,啮入点、节点及啮出点的平均油膜厚度随之减小,接触比增加,润滑效果变差,并且在同一工况下粗糙轮齿接触表面的啮合点平均油膜厚度小于光滑轮齿表面的平均油膜厚度.      

用于压气机流动计算的3种模型比较

为了更好地对压气机流动进行模拟,在课题组自行开发的结构化有限体积解算器上实现了用于压气机流场计算的混合平面法、谐波平衡法及相滞后法.以NASA Stage 35为例,对3种方法的计算结果进行了比较分析.结果表明:相滞后法的计算精度最高,混合平面法的计算精度最低;相滞后法与半环的双时间推进法结果相近,计算速度提高了20倍;相比混合平面法,谐波平衡法能准确地模拟动静叶间的非定常干涉及进出口参数变化;在谐波阶数达到5阶后,谐波平衡法计算得到的结果不随阶数变化,且与相滞后法的结果基本吻合;混合平面法的计算效率远高于另外两种方法,相滞后法与谐波平衡法在谐波阶数为5阶时的计算效率相当.