加力燃烧室涂覆吸波材料对发动机排气系统雷达散射特性的影响

为了提升发动机排气系统后向雷达隐身能力,针对雷达波强散射源加力燃烧室拟定了5种吸波材料涂覆方案,利用弹跳射线法仿真分析了加力燃烧室涂覆吸波材料对排气系统S波段、X波段典型频点在方位角-30°~+30°内水平极化与垂直极化RCS分布规律,以及方位角0°时X波段典型频点的SAR成像。结果表明:雷达波强散射源在S波段、X波段的分布规律具有一致性,不同吸波材料涂覆方案对两个波段RCS缩减效果的影响规律相似。火焰稳定器是排气系统中雷达特征信号最强的散射源,其涂覆雷达吸波材料对缩减排气系统雷达特征信号收益最大。在加力内锥、火焰稳定器、波瓣混合器、加力筒体4个部位均涂覆吸波材料是对两个波段RCS缩减效果最好的吸波材料涂覆方案,对S波段水平极化、垂直极化RCS均值缩减效果达92.3%和92.0%,对X波段水平极化、垂直极化RCS均值缩减效果达90.2%和88.4%。

宽弦空心风扇转子叶片鸟撞损伤数值仿真

为解决航空发动机宽弦空心风扇转子叶片抗鸟撞设计问题,对宽弦空心风扇转子叶片鸟撞损伤进行了数值仿真。采用光滑质点流体动力学(SPH)算法建立鸟体模型,采用J-C本构模型和失效模型定义材料冲击下动态性能,建立旋转状态下叶片鸟撞数值仿真方法,经过试验验证能够较准确预测叶片损伤。开展相同条件下鸟撞击宽弦空心和实心风扇转子叶片仿真,对比鸟撞击叶片过程、撞击时叶片叶尖最大轴向和径向变形、撞击后叶片永久变形,研究被鸟撞击后空心叶片相比实心叶片的损伤特征。结果表明:空心和实心叶片鸟撞击过程相同;空心叶片被鸟撞击后叶尖轴向和径向变形更小;空心叶片被鸟撞击后前缘卷边变形更严重,对风扇气动性能和稳定性影响更大;在结构设计时应适当增加前缘空心区域局部刚度,或者适当增大前缘实心区域范围,用于提高空心叶片的抗鸟撞能力。

基于PLC的某机构合件自动装配机控制系统的设计

针对某机构合件装配过程中存在的问题,提出采用基于PLC的自动装配技术,对其进行装配工艺自动化设计,分析自动装配总体工艺流程,对PLC控制系统硬件进行选型并绘制硬件的I/O接线图,采用梯形图设计了控制程序,达到了预期的自动化升级改造目标。

基于PLC的某套筒清洗机控制系统设计

为解决套筒清洗工序存在的问题,文章对某产品的套筒清洗工序进行了自动化改造,设计了基于PLC的自动清洗机。首先,对该套筒清洗机的控制系统进行了硬件设计,并在此基础上通过分析控制要求对系统所需容量进行了估算;其次选用Siemens s7-300PLC对控制系统进行了设计;最终通过STEP 7 V5.6实现了对控制系统的硬件配置和程序设计,达到了预期的控制系统设计目的。

双层药型罩结构参数对其射流影响的重要度分析

由于传统的单层药型罩能量利用率较低,为了提高未来弹药的威力,许多专家提出了双层药型罩的概念,双层药型罩所形成的射流头部速度不但明显提高,而且射流性能也有所改善,并且还能够大大提高药型罩的利用率。为了深入研究双层药型罩结构参数对其形成的射流性能的影响程度,采用提出的数值模拟思路对文献中工况2的模型进行仿真计算并与其试验结果相比较,工况2的试验结果为内罩速度为2486 m/s,通过数值模拟思路仿真计算出其内罩速度为2410 m/s,数值模拟结果与试验结果误差不超过4%,保证了数值模拟的准确性。简述了双层药型罩形成射流的基本原理,同时设计不同结构参数的双层药型罩仿真方案并构造出正交设计表,采用正交设计方法分析双层药型罩壁厚、聚能装药高度、双层药型罩锥角对其形成射流的影响,以射流的头部速度为指标,通过极差分析方法得出不同因素对双层药型罩射流性能的影响程度,并且找到形成射流性能较优的结构参数。结果表明:在研究的范围内,影响双层药型罩射流性能的重要度排序为壁厚n﹥装药高度h﹥锥角α,通过正交设计得出的最优组合为A1B1C3,也就是双层药型罩锥角为50°、双层药型罩壁厚为2 mm、聚能装药高度为75 mm。

舱室结构对炸药内爆响应特性的数值模拟研究

为研究炸药在舰船舱室内爆炸的毁伤作用效果,利用ANSYS/LS-DYNA数值模拟软件建立带有加强筋结构的典型单舱室模型,采用流固耦合算法模拟舱室内爆下冲击波的传播和舱壁的结构响应,分析不同炸药质量与起爆位置对舱室壁的影响。研究表明:在冲击波作用下,舱壁中心相比角隅处的变形更为严重;舱室角隅处容易引起冲击波的汇聚叠加,汇聚冲击波峰值压力明显大于初始冲击波峰值压力;随着炸药质量增加,舱室变形更加严重;相对炸药装量而言,炸药位置对舱室内冲击波压力和舱壁变形影响不明显。本结果可为弹药毁伤和舰艇防护研究提供参考。

等离子助燃高炉煤气燃烧室模拟研究

利用数值模拟手段探究高炉煤气燃烧室热态场分布规律,并探究了等离子中活性粒子氧原子对高炉煤气燃烧室的热态场影响规律。结果表明:燃烧室内高炉煤气燃料浓度呈U字形分布。在燃烧室的头部燃料喷嘴附近形成高温区,在主燃孔后有少部分的高温区;随着活性粒子的加入,高炉煤气燃烧室头部高温区范围增大,火焰筒内的回流区速度更加均匀,燃烧效率提高,由97.38%增加到99.65%。活性粒子浓度越高,等离子助燃高炉煤气燃料燃烧强化效果会逐渐减弱。

基于Mohring声类比发动机喷流噪声数值计算

为了研究非均匀流场中航空发动机喷流噪声特性,满足未来的航空器噪声适航要求,采用计算流体力学(CFD)和计算航空声学(CAA)相结合的混合数值算法,对大涵道比发动机喷管的简化缩尺模型进行气动噪声仿真计算。采用大涡模拟(LES)计算喷管的瞬态喷流流场;在流场计算的基础上使用Mohring声类比进行声源提取,将时均流场插值到声学网格作为背景流,结合有限元和无限元方法对喷流噪声近场以及远场的辐射特性进行数值计算及分析,并通过单通道锯齿形喷管试验验证数值计算方法的可行性。数值结果表明:发动机喷流噪声主要是由内外涵剪切层内的涡环破碎产生的大尺度涡而形成的,噪声辐射峰值主要集中在低频范围内,随着频率升高,各方向角的声压级都在降低,在1000~2500 Hz,从125 dB快速降低到105 dB,之后衰减速度变缓,到100 dB趋于稳定。数值计算方法精确度高,最大计算误差为1.97%。为发动机噪声适航提供了一种噪声预测方法。

一种爆炸喷涂NiCrAl尺寸修复涂层的工艺研制

采用正交试验设计方法,研究了粉末粒度、氧燃比、送粉氮气流量和喷涂距离4因素对爆炸喷涂NiCrAl涂层组织和性能的影响,并利用扫描电镜对涂层微观组织进行了研究,通过对涂层孔隙率、显微硬度和拉伸结合强度的检测,研究了4因素对涂层性能影响的规律。根据正交试验结果,确定优化后的工艺参数为粉末粒度13~45μm,氧燃比为1.25,送粉氮气流量20 L/min,喷涂距离170 mm。优化工艺后喷涂的NiCrAl涂层组织均匀致密、硬度高、拉伸结合强度好。

CoNiCrAlY黏结层结构设计及其对热障涂层结合强度和抗热震性能的影响

目的设计热障涂层黏结层结构,改善涂层结合强度和抗热震性能。方法制备了5种结构的CoNiCrAlY黏结层,即超音速火焰喷涂(HVOF)底层+等离子喷涂(APS)上层的双层结构黏结层试样,对其进行1050℃真空热处理3 h后的试样,APS黏结层试样,HVOF黏结层试样及其真空热处理试样。再在以上5种试样表面制备Y2O3部分稳定ZrO2(YSZ)陶瓷层,研究黏结层的表面粗糙度、相组成、微观组织结构及其对涂层试样结合强度、热震性能的影响。结果制备态的黏结层由γ/γ’和β-NiAl两相组成,真空热处理后β相含量增多,表面粗糙度下降。在所有涂层试样中,双黏结层的涂层试样的结合强度最低,为28.43 MPa;对其真空热处理后得到的涂层试样的结合强度最高,达到39.42 MPa,主要原因在于热处理促进了两黏结层之间的扩散,提高了界面强度。双黏结层的涂层试样的抗热震性能最好,200次热震后涂层无明显剥落,而APS黏结层的涂层试样的抗热震性能最差,涂层抗热震性能的差异在于黏结层微观结构的不同。结论双黏结层的结构设计综合了APS、HVOF两种黏结层制备方法的优点,能显著提高热障涂层的抗热震寿命。

航空燃气涡轮发动机碰摩研究现状与展望

转静件碰摩是航空发动机中常见的故障现象,对发动机的安全可靠运转具有重要影响。从力学本质上,碰摩具有多物理场耦合、跨尺度和强非线性特征,碰摩结构的动力学行为极为复杂。主要以航空发动机工程需求为出发点,介绍了航空发动机中碰摩类型、碰摩力学效应及其引起的结构件损伤或失效形式;从碰摩局部力学模型和整体力学模型两方面梳理了碰摩动力学建模的主要成果;阐述了转子、叶片-盘-机匣、旋转壳体等结构件在碰摩过程中的非线性动力学行为的研究进展。对今后航空发动机碰摩研究的发展方向和工作重点进行了展望,提出要进一步完善和发展碰摩局部力学行为、跨尺度力学模型和非线性碰摩动力学特性相关理论技术,并针对当前工程亟需建立转静件碰摩损伤评估与危害度评价方法。

航空发动机测试数据准确度和可靠性保证

测试数据质量对航空发动机试验至关重要。为了保证航空发动机测试数据准确可靠,需要深入研究测试数据准确可靠的各种影响因素及其保证方法。通过对航空发动机试验测试领域的相关标准和文献进行梳理和研究,结合实际工作经验总结,构建了保证航空发动机测试数据准确可靠的技术框架。简要描述了测量过程设计的基本流程和准则,强调了完整的测量要求和清晰的测量过程定义的重要性,重点通过实例描述了测量影响因素分析以及不确定度评定技术在航空发动机试验测试中的应用,探讨了测量风险分析、可靠性技术及其在符合性测试中的应用,并提出了保证航空发动机测试数据准确可靠的主要方法。为相关专业人员在保证航空发动机测试数据准确可靠的方法论和实际操作层面提供参考。

B元素对某Ni_(3)Al基高温合金的微观组织和力学性能的影响研究

由于Ni_(3)Al基高温合金具有抗蠕变强度大、耐腐蚀、抗氧化等优异的高温性能。作为多组元的金属间化合物,合金组分的变化会直接影响到Ni_(3)Al基高温合金的性能表现。为优化合金成分,获得最佳的合金性能,研究了晶界强化元素B含量变化对Ni_(3)Al基高温合金组织和性能的影响。结果表明,合理控制B元素含量,能够增加合金的持久时间和塑性。当B元素含量在0.012%~0.021%时,合金在1100℃的拉伸性能和1050℃/100 MPa及1100℃/60 MPa的持久性能达到最佳。

AlCr(Si)N和CrAl(Si)N涂层对TiAl合金900℃循环氧化性能的影响

TiAl合金作为新型高温结构材料在航空航天和汽车工业领域已获应用,然而在850℃及以上温度服役时抗氧化性不足,施加氮化物涂层在提高TiAl合金抗氧化性和耐磨性等综合性能方面独具优势,目前关于氮化物涂层对TiAl基合金抗氧化性影响的研究有限。采用多弧离子镀方法在TiAl合金表面分别制备AlCrN涂层、AlCrSiN涂层、CrAlN涂层和CrAlSiN涂层,研究涂层对TiAl合金900℃循环氧化行为的影响。XRD结果表明,AlCrN和AlCrSiN涂层主要呈现AlN结构,而CrAlN和CrAlSiN涂层为CrN结构。在AlCrSiN和CrAlSiN涂层中,Si可能固溶于晶格中形成(Al,Cr,Si)N和(Cr,Al,Si)N固溶体。在900℃经过300个周期的循环氧化,AlCrN和AlCrSiN涂层表面氧化膜主要由Al2O3组成,热循环过程中涂层中形成大量裂纹。CrAlN和CrAlSiN涂层表面氧化膜主要由Cr_(2)O_(3)组成,连续致密,无开裂剥落。其中CrAlN涂层表面Cr_(2)O_(3)膜下面形成了Al的内氧化物,其氧化增重高于CrAlSiN涂层。此外,CrAlN和CrAlSiN涂层均与TiAl合金发生较严重的互扩散,在CrAlN/TiAl界面和CrAlSiN/TiAl界面处形成较厚的互扩散层。可见,CrAlN和CrAlSiN涂层显著提高了TiAl合金的抗高温氧化性能,而涂层中Si的添加使得涂层抗氧化性得到进一步的提升。研究结果可为TiAl合金施加氮化物涂层高温防护提供潜在可能。

飞秒激光诱导锗等离子体辐射光谱特性

由于飞秒激光脉冲宽度小于靶材电子—晶格热弛豫时间,飞秒激光烧蚀靶材过程以及诱导击穿产生的等离子体膨胀动力学过程与纳秒激光作用过程不同,因此研究飞秒激光诱导等离子体发射光谱特性对于研究飞秒激光烧蚀机制以及飞秒激光诱导等离子体的膨胀动力学过程非常重要。Ge材料是一种常用的中远红外探测器以及光学元器件材料,对中心波长为800 nm,脉宽为50 fs的激光脉冲烧蚀空气中Ge靶材产生的等离子体发射光谱强度的时间和空间演化规律研究,并探讨了飞秒激光脉冲能量对等离子体发射光谱强度的影响规律。实验结果表明在等离子体羽膨胀初期,飞秒激光诱导Ge等离子体发射光谱主要由线状光谱和连续光谱构成,在200 ns时间内连续光谱强度逐渐减弱,线状光谱开始占主导地位。通过探测Ge等离子体的时间分辨发射光谱,随着等离子体的快速膨胀,等离子体发射光谱强度随着时间的增加呈现先增加后下降变化,在335 ns达到最大。通过探测Ge等离子体的空间分辨发射光谱,随着距离Ge靶材表面的位置增加,等离子体发射光谱强度随远离Ge靶材表面距离增加呈现先增加后下降变化,在0.8 mm位置达到最大。由于存在等离子体自吸收机制,等离子体发射光谱强度随着脉冲能量的增加而增加,在脉冲能量为0.627 mJ时,飞秒激光诱导Ge等离子体存在自吸收现象,从而使等离子体发射光谱强度出现下降变化。

燃气环境内高温部件红外测温试验方法

针对航空发动机加力燃烧室高温部件温度场测试精度不高的问题,提出了一种燃气环境内高温部件红外测温试验方法。在同一时刻,分别用配装3.97~4.01μm窄带滤光片的红外热像仪和K型热电偶测试了燃气环境内高温部件在8种不同状态下的壁面温度分布,并对测试结果进行了对比,根据K型热电偶测试结果引入红外热像仪测试结果综合修正系数。结果表明:所引入的综合修正系数可有效地修正表面发射率、高温燃气、蓝宝石玻璃窗口以及环境大气等因素在不同温度条件下所带入的测试误差,经修正后红外热像仪和热电偶之间的测试偏差可控制在1.5%以内。该方法为后续航空发动机加力燃烧室高温构件温度分布测试提供了一种方法和思路。

基于机器视觉的某种弹弹体硬度检测技术研究

目的解决某种弹弹体硬度检测过程中人工读取硬度圆直径存在的问题。方法应用材料的布氏硬度检测原理,设计基于机器视觉的某种弹弹体硬度检测装置,并制定某种弹弹体硬度的视觉检测算法。根据所提出的算法应用Maltlab实现对某种弹弹体硬度圆特征的提取和直径的计算。结果通过T检验法对所提出的机器视觉检验方法与人工检测的结果进行对比分析,其结果为2种检测结果无差异性。结论本文所设计的机器视觉检测装置和提出的视觉检测算法的具有较高的可靠性和正确性,可以应用于某种弹弹体的硬度检测。

镍基高温合金表面Co-Al涂层抗高温氧化性能研究

为了研究镍基高温合金表面Co-Al涂层抗高温氧化性,对该Co-Al涂层在800、900和1000℃下进行200 h高温氧化试验,利用扫描电子显微镜(SEM)、能谱仪(EDS)和X射线衍射仪(XRD)等进行高温氧化行为分析。结果表明:合金氧化动力学曲线均基本符合抛物线规律,氧化激活能为78185 kJ/mol,质量增大速度较缓慢,平均氧化速度也较慢;合金表面生成氧化物结构完整、致密,主要以Al2O3为主;表面生成连续致密的Al2O3保护膜有效地阻止了Al向涂层与空气界面的外扩散和氧向涂层与基体界面的内扩散,在3种温度下Co-Al涂层均表现出优异的抗高温氧化性能。

砂尘对压气机叶片的侵蚀及性能影响

为了应对飞机在起飞和降落的过程中会面临多砂环境,尘土、砂粒等异物颗粒会随空气被吸入航空发动机内的情况,明确压气机部件的磨损和砂粒的吸入对压气机特性产生的影响,以航空发动机吞砂作为研究背景,以跨声速轴流压气机转子NASA Rotor 37为研究对象,采用两相流动数值模拟的方法对砂粒的运行轨迹、侵蚀分布和特性变化开展仿真研究。获得了不同的吞砂条件和转速工况对颗粒运动轨迹、侵蚀分布和侵蚀量的影响,并分析了砂粒在不同吞砂条件和不同转速下引起的压气机性能和内部流场分布的变化规律。结果表明:大部分颗粒进入压气机后,随气流进入叶栅通道,在叶栅通道内与叶片压力面发生碰撞;吞砂导致压气机的增压能力减弱,对于直径为20、150、300μm的吞砂工况,其增压范围分别缩小了3.83%、2.13%和1.01%。

壁厚对某Ni_(3)Al基高温合金铸件的微观组织及性能影响研究

通过设计不同壁厚薄板铸件,研究了不同壁厚对Ni_(3)Al基高温合金铸件组织和性能的影响。随着壁厚的增加,合金的二次枝晶臂随之增加。从元素分布上看,壁厚的增加会降低合金中Hf、Cr和Mo元素的偏析程度,促进Ti元素向枝晶间的偏析以及Al元素向枝晶干偏析,W元素的偏析程度则总体下降。从力学性能上看,壁厚增加会导致合金的拉伸强度和拉伸塑性显著增加。