亚声速无人机背部S 弯进气道设计与试验

为了优化亚声速无人机进气道的性能,完成了1种背部S弯进气道设计。通过合理控制中心线形状和截面积变化率完成了内型面设计,利用内、外流场耦合仿真得到了该进气道的最佳工作点和速度、迎角、侧滑角特性。数值仿真结果表明:总压恢复系数达到0.97以上。利用试制的玻璃纤维进气道与发动机进行了地面静止吸气状态下的匹配试验,试验结果表明:在地面静止吸气状态下发动机稳定工作裕度和熄火特性均满足设计要求,推力损失小于0.032。     

S弯进气道吞水过程仿真分析

针对配装S弯进气道的发动机在开展台架吞水试验方案设计中缺少输入条件的问题，模拟重建了F-35飞机的S弯进气 道模型，采用数值仿真手段获取了S弯进气道吞水后进气道出口水滴分布图谱。根据工作包线相近的某全尺寸进气道/发动机地 面联合试验结果对所采用的仿真方法进行了可靠性验证，仿真与试验获得的进气道总压恢复系数具有较好的一致性，证明仿真方 法可靠。开展了吞入喷射装置产生的液态水、吞入雨天空气中的液态水2种条件下的进气道吞水仿真，结果表明：S弯进气道吞水 后，在进气道出口形成的水滴分布不同于之前开展的发动机台架吞水试验中所采用的喷水方案，水滴粒子在进气道出口左上角区 域较为集中而不是正下方，在进气道入口前喷水产生的水滴分布图谱比真实雨天工作条件更为恶劣。建议在开展发动机台架吞 水试验前，通过数值仿真或试验测量获取配装进气道后发动机进口的真实水滴分布，以此为输入条件开展喷水方案设计，以便更 好地考核发动机吞水能力。     

进气道/发动机一体化多变量控制方法研究

针对亚声速情况下飞机机动飞行过程中大攻角状态下进气道和发动机之间流量难以匹配而导致推进系统推力损失较大的问题，提出了一种进气道/发动机一体化多变量控制方法。基于进气道/发动机一体化模型推导出了带有辅助进气门的进气道/发动机共同工作方程，并分析了共同工作原理，选用进气道和发动机的共同工作点位置作为进气道反馈量，增广到状态量中以保证进气道和发动机流量匹配。为了抑制攻角等因素引起的推力瞬间损失，在控制回路中加入了进气道限制保护环节修正控制指令，基于H₂/H_∞算法设计了进气道/发动机多变量控制器。在发动机非线性部件级模型上开展了全数字仿真验证，仿真结果表明，与常规的进气道开环控制结构相比，所提出的进气道/发动机一体化多变量控制具有良好的动态性能，并且在攻角变化情况下推力损失更小。     

涡扇发动机超声速进气道实时数学模型

利用流场计算结果建立了反映飞行马赫数、攻角、斜板角度和风扇进口静压影响的超声速进气道多维实时数学模型。综合该进气道模型、某型涡扇发动机实时数学模型和实时喷管模型，建立了实时的推进系统数学模型。利用此模型研究了飞行马赫数、攻角、斜板角度和出口反压对涡扇发动机工作参数的影响。结果表明，该模型准确度高，实时性好，可完成推进系统的动静态过程仿真计算；并可用于进气道与发动机的匹配以及超声速进气道控制研究。     

自由射流试验中进气道上斜板结构影响仿真评估

为准确掌握组合动力冲压发动机自由射流试验方法,分析有限设备能力条件下超声速进气道波系试验结果的有效性,采用数值仿真方法对截去和未截去超声速进气道上斜板的冲压发动机自由射流试验布局进行了对比分析。结果表明,超声速进气道上斜板附面层的发展将影响进气道内的气流角,且气流角的改变对冲压发动机燃烧室进口截面气动参数影响明显;截去超声速进气道上斜板的自由射流试验,可采用调整气流角的方法考虑上斜板附面层造成的影响,进而减小模拟偏差。     

超声速进气道与发动机的匹配

以某二元混压式超声速进气道的流场数值计算结果为基础，得到超声速进气道主要内特性能参数与其进出口边界条件和几何结构参数之间的解析关系，此解析关系即为进气道的数学模型。根据此数学模型，研究了进气道与发动机之间的共同工作规律，并通过数值仿真分析了进气道二级斜板角度对进气道与发动机共同工作点的影响。     

扰动对超声速进气道起动状态影响的数值模拟

对超声速冲压发动机进气道—喉道段进行了二维稳态流场数值模拟,给出了反压与攻角变化对冲压发动机进气道起动状态影响的数值模拟结果。得到不同反压及不同攻角下进气道—喉道段流场,分析了起动与不起动时进气道—喉道段壁面静压分布特性。     

超燃冲压发动机二维进气道优化设计方法研究

建立了超燃冲压发动机二维进气道的优化设计模型，运用优化设计方法对三楔角外压和二楔角内压的混压式进气道进行不同约束条件下的一维优化设计。运用数值方法对进气道的优化设计进行了二维验算，验证了优化设计模型及设计方法的正确性。在此基础上将数值计算方法应用于进气道的二维优化设计，进一步提高了进气道的性能。该方法可进一步推广应用于包含三维、真实气体流动的进气道优化设计当中。     

飞机/进气道一体化流场数值计算

对飞机进气道组合体进行了粘性流场的数值模拟,通过求解N-S方程并建立合理的边界条件来模拟不同飞行速度(亚、超音速)、不同攻角和发动机流量下的进气道性能,给出了进气道进口局部马赫数、攻角和侧滑角的分布以及进气道的总压恢复情况。     

基于迭代物理光学和等效边缘电流方法的S形进气道雷达散射截面研究

为了研究进口形状对S形进气道唇口边缘绕射场与其腔体内部散射场电磁特性的影响,在S形进气道偏心距、面积变化规律、中心线变化规律不变的条件下,采用迭代物理光学法(IPO)与等效边缘电流法(EEC)方法,对圆形、椭圆形、矩形、菱形、W形等5种不同进口形状的S形进气道进行了雷达散射截面(RCS)的数值分析.结果表明,进口形状对进气道的RCS特性影响较大;在较大的探测角范围内,W形进口S形进气道的RCS值明显低于其它进口形状的S进气道;菱形进口进气道的RCS在唇口未做修型S形进气道中最低.W形唇口修型可有效降低唇口边缘绕射场的RCS;而在负探测角时,斜切唇口修型可大大降低S形进气道总散射场的RCS.     

大型单轴转台两种轴系结构的有限元分析

利用INVENTOR软件对大型单轴转台进行三维实体建模,根据转台机械结构特点进行分析并结合本文的研究内容,对转台的各结构部件进行了合理的简化,采用有限元分析软件ANSYS建立了转台的有限元模型,对两种转台结构进行了静力计算、模态分析和谐响应分析,对分析结果进行了比较,并提出了两种结构的选用建议。     

油液分析技术在航空发动机磨损故障诊断中的应用

磨损故障是航空发动机最常见的故障形式之一,本文综合介绍了几种油液分析技术的相关理论及其特点,重点举例阐述了光谱分析和铁谱分析在发动磨损故障诊断中的应用.     

成都双流机场航线市场机会分析

通过对成都双流机场始发和到达OD运量及中转运量进行分析,结合计划航班数据,找出现有航线中的市场机会,同时对一些航线上的运营机型给出优化建议。     

数字高程模型在航线分析中的应用

航路分析的主体是飘降分析与供氧分析,是高原航路开辟前所必须做的性能分析工作。传统方法在确定航迹下方特定宽度范围内的地形剖面时,存在巨大的手工地图作业,工作量巨大且不能保证精度要求。以地理信息系统数字高程模型为基础,通过建立航线分析自动化软件系统,对实际高原航线下方的地形剖面进行搜索计算,解决了这类问题。作为算例,进行了几种情况下的成都拉萨航线地形剖面的对比分析。     

三参数幂函数回归分析

本文给出了一种三参数幂函数回归分析方法。根据该方法, 可以通过散点试验测定高置信度、高可靠度的三参数幂函数性能曲线。它不但适用于异方差情况, 而且与传统的成组试验法相比, 既可节省大量试件又具有更高的精度。      

舰载航空装备修理级别分析

修理级别分析(LORA)是装备保障性分析工作的重要内容。在总结现有研究成果和经验的基础上,结合某舰载航空装备维修保障实际,提出了基于因素分析法的修理级别综合分析方法。基于单因素给出了经济性和非经济性分析方法和模型。基于多因素方法给出了扩展LORA-BR模型和模糊层次分析法(FAHP)模型。最后,以多因素FAHP方法进行了实例分析。为舰载航空装备修理级别分析进行了有益探索。     

运用贝叶斯判别分析防止"彼得现象"发生

分析了由于晋升候选人相对较多,不易把握好候选人,传统的方法难免会出现干部晋升的"彼得现象".而引入贝叶斯判别法则可以以具体、明确的量化标准,与定性分析方法相结合,完善晋升的考证机制,以量化的数据作为提出问题的依据、分析判断的基础和考察评估的尺度,为更加全面地做好干部的晋升选拔工作提供一种可行的辅助方法.     

配合间隙对涡轮盘-片结构的接触响应影响分析

以某燃气涡轮第五级盘-片结构为对象,考虑复杂载荷,利用ANSYS参数化设计语言编制分析程序对结构进行了瞬态热弹塑性有限元分析,分别计算了结构在紧急工况和典型工况下的应力应变.将盘-片的配合间隙设为参数,分析了不同配合间隙时结构的应力应变变化情况,并得到了应力应变发生突变的间隙值,分析了接触传热系数对应力应变的影响.对涡...     

线性异方差回归分析

提出了线性异方差回归分析方法,从而可以通过散点试验测定高置信度、高可靠度的性能曲线。该方法不但适用于线性异方差情况,而且文中还将其推广到了一般异方差情况。与传统的成组试验法相比,该方法既可节省大量试件,又具有更高的精度。     

百分回归分析

建立了百分回归分析理论。根据该理论,可以对百分位值和百分率进行分析、预测、控制和检验,可以在散点试验中考虑可靠度和置信度。文中还提出了组合回归函数的概念,从而可以充分利用以往数据和经验,提高预测和控制的精度。