弹射过程座舱盖抛放轨迹的预测

通过分析座舱盖在各个不同抛放阶段的受力关系,并着重考虑了抛放过程中气动系数的修正和铆钉剪切的影响,最终建立了座舱盖抛放轨迹的预测模型.该模型可广泛用于预测不同型号座舱盖在各种飞行状态下的抛放轨迹.算例表明计算结果与实验数据一致,证明了模型的实用性和有效性.     

飞行过程中座舱盖透明件温度计算分析

介绍了飞机座舱盖透明件飞行过程中温度效应的理论计算方法。通过温度载荷计算结果,分析了气动加热对座舱盖透明件产生热应力的影响,为飞机座舱盖透明件疲劳定寿中考虑其影响提供了思路和方法。     

某型飞机座舱盖有限元模型分析及验证

采用PATRAN建立了某型飞机座舱盖有限元模型，用多点约束模拟玻璃边缘与骨架及弧框之间的软连接。通过NASTRAN计算后得到座舱盖有机玻璃上的应力分布，确定了座舱盖的危险部位，并通过了试验验证。     

发动机进气帽罩防冰热载荷的数值模拟研究

对某发动机进气帽罩防冰热载荷的计算方法进行研究。利用FLUENT软件对帽罩周围的流场进行模拟,同时采用FLUENT中的离散相模型计算帽罩周围的水滴运动轨迹,得到帽罩表面的水滴撞击效率;利用数值计算结果及流动换热经验关系式分析帽罩表面的各项热流,获得该发动机帽罩的防冰热载荷。计算中还比较了不同湍流模型对防冰热载荷的影响。     

不同大气状态对座舱盖玻璃温度的影响

对我国典型地区部分高空大气数据进行了统计分析,得出各个地区随高度变化的最高温度曲线和最低温度曲线,并与国际标准大气曲线进行对比,对我国实际大气情况进行了初步探讨;以典型飞参数据作为计算输入,比较了不同大气状态下座舱盖玻璃温度的变化。计算结果表明:不同大气状态下座舱盖玻璃温度计算结果存在着显著差别。研究的结果对于座舱盖强度计算和使用寿命的研究具有一定的参考价值。     

基于CFD的座舱盖加温疲劳试验台设计方案优选

在对较大面积座舱盖进行长时间高低温频繁转换的加温疲劳试验时,实现座舱盖外表面温度场的均匀分布是保障试验可靠性的关键所在,也是设计疲劳试验台需要解决的技术难题。本文以座舱盖加温疲劳试验台为研究对象,以相互耦合的航向温差和展向温差定义温度场均匀性,考察不同设计参数对温度场均匀性的影响。选取环形通道的试验段和前过渡段为计算区域,并建立了三维非稳态对流-导热模型,基于计算流体力学（CFD）方法开展座舱盖加温疲劳试验台设计参数的方案优选,详细分析了入口温度控制周期、试验段的特征尺寸、入口流量和前过渡段特征角度对温度场均匀性的影响。研究发现：改变入口温度控制周期不会对座舱盖外表面温度分布产生显著影响,而调整试验段的特征尺寸可以明显改变航向温差和展向温差;此外,增大入口流量可以有效提高座舱盖外表面的温度场均匀性,通过改变前过渡段特征角度可以明显改善由风挡温度引起的温差超标问题,研究结果可为座舱盖加温疲劳试验台的设计方案优选提供理论支持。     

座舱盖静载荷数值模拟及其应用

建立了计算飞机座舱盖静载荷的数学模型,并以某型飞机座舱盖为例模拟了不同飞行状态座舱盖内、外表面受力分布,研究了飞机座舱盖载荷随飞行状态改变而变化的趋势,最后部分给出了座舱盖静载荷在座舱盖抛放过程中所起作用的分析.结果表明:(1)在对流层内,座舱盖外表面气动力系数只是飞行马赫数的函数,与飞行高度无关;(2)座舱盖最大静载荷出现在飞行包线最大飞行高度,飞行马赫数为1的位置;(3)大部分飞行状态下,静载荷产生的绕座舱盖后铰点转动力矩都要大于活塞推力所产生力矩.     

某型飞机新旧座舱盖有机玻璃的疲劳性能研究

对某型飞机新成型座舱盖及使用后座舱盖有机玻璃的疲劳性能进行了试验研究.利用升降法试验得到了指定目标寿命下两种不同情况有机玻璃的条件疲劳极限,利用三参数法拟合得到了两种情况有机玻璃的S-N曲线.对新成型座舱盖及使用后座舱盖有机玻璃的疲劳性能进行了对比分析.对比分析的结果表明,与新成型座舱盖相比,使用后座舱盖有机玻璃的疲劳性能没有显著下降.     

座舱盖疲劳试验温度控制技术研究

针对某型歼击机座舱盖加温加载疲劳试验要求,应用计算传热原理建立座舱盖及风挡对流加热/冷却试验系统传热方程。本文概述了试验模拟系统温度场均匀性设计以及温度控制方案等关键技术。     

座舱盖外形参数多目标模糊优化

以座舱盖的亚、超音速阻力系数和前向、侧向的雷达散射截面(RCS)为优化目标,其中阻力系数由估算方法得到,RCS计算时假设座舱盖镀金属膜,雷达波全反射;以前下方、侧下方、上半球方向的视界要求以及设计变量的几何限制为约束;采用多目标模糊优化的模糊判决模型对座舱盖外形参数进行优化。     

面向混合网格高精度阻力预测的熵修正方法

Roe通量差分分裂格式具有耗散小、分辨率高等特点,在亚跨超声速流场模拟中得到广泛应用,但空间离散时需要对Roe平均矩阵的特征值进行熵修正,使用熵修正会增大耗散,影响阻力的求解精度。本文针对非结构混合网格中Roe格式熵修正的特点,通过改进传统的Roe格式Harten-Yee熵修正方法,提出了一种可提高非结构混合网格黏性计算精度的Harten-Yee熵修正改进方法。利用改进后的方法,完成了DLR-F4翼身组合体算例的计算和对比分析,改进后的熵修正方法残差收敛特性与原始Harten-Yee熵修正一致,计算精度提高,计算结果和无熵修正时基本一致,说明改进后的熵修正方法既保留了使用熵修正带来的程序鲁棒性等优点,同时把熵修正对阻力预测精度的影响降到了最低,验证了方法的有效性。采用改进后方法对第3届AIAA阻力会议的计算模型DLR-F6翼身组合体进行了详细的模拟,分析了网格收敛性和雷诺数的影响。结果表明：改进的Harten-Yee熵修正,更加适用于非结构混合网格的黏性计算,计算精准度达到国际同类CFD软件水平,进一步验证了改进方法的可靠性。     

面向非结构混合网格高精度阻力预测的梯度求解方法

针对非结构混合网格的特点,通过改进传统的Green-Gauss梯度求解方法,提出了一种可提高非结构混合网格黏性计算精度的节点型Green-Gauss梯度求解方法。利用改进后的方法,完成了DLR-F4翼身组合体算例的计算和对比分析。改进后的梯度求解方法残差收敛更好,下降量级更多,阻力系数和试验吻合更好,激波区域压力分布和分离区域流场细节的模拟更精确,说明改进后的梯度求解方法有效提高了程序的鲁棒性和阻力预测精度,验证了方法的有效性。采用改进后的方法对第5届AIAA阻力预测研讨会的通用研究模型（CRM）进行了详细的模拟分析,结果表明：改进的梯度求解方法更加适用于非结构混合网格的黏性计算,计算精准度达到国际同类CFD软件水平,进一步验证了改进方法的可靠性。     

基于矩化GO法的某型电动飞机扰流板系统可靠性

扰流板冗余系统提升了新能源电动飞机的可靠性。采用GO法建立电动飞机扰流板系统可靠性模型,设计SIMULINK仿真界面,针对操作符11给出一种新的运算模块。针对扰流板冗余系统设计一种矩化操作符,给出运算流程,有效减少传统GO法在冗余系统建模工作量,利用故障树分析法对结果进行验证。结果表明,本文提出的方法切实可行,为新能源电动飞机扰流板系统可靠性分析提供了新的思路。     

双轨火箭橇全时程动力学仿真分析研究

随着用于武器系统的新理论、新技术和新材料的发展,火箭橇的应用越来越广泛。本文针对双轨火箭橇系统,建立了橇轨-滑车系统的动力学分析模型。建立了橇车三维实体模型的简化与优化匹配方法,推导了考虑阻尼、橇轨间隙以及不平顺度的火箭橇运动动力学方程组并进行了求解。对于橇车动态特性计算问题、橇车设计与载荷预测,具有重要的理论与应用价值。     

结构细节多裂纹扩展分析的新方法──变量优化法

以确定性疲劳裂纹扩展分析为基础,推出了一种多裂纹扩展分析的新方法———变量优化法．给出了两种典型结构细节多裂纹扩展分析结果,结果表明：变量优化法比工程试凑法更有效,精度更高,比解非线性方程组法更符合工程实际,更容易被人们所接受。     

微型四孔探针技术初步研究

尺寸小、精度高、使用方便的方向探针仍是日前测量三维流场的主要手段之一。文中对一种新型方向探针——四孔探针作了初步实验研究。结果表明,四孔探针基本保留了原五孔探针的技术性能。其测角精度与五孔针相当。由于少了一个孔,四孔针具有尺寸更小、制造及标定费用更低、使用更为方便、对流场干扰小等优点,因而更具有实用价值。     

New Data Bus Interface Technique

Data bus systems as defined in MIL-STD-1553B are widely used in aerospace instrumentation systems for digital data transmissions between units on the bus. Although the bus is protected against a short circuit which may occur in the remote unit electronics or transformer, it has no protection against a cable termination failure. Open or short failure along main bus cable results in failure of the entire bus system. A new data bus interface technique is described which is insensitive to cable termination failure. The central feature of this new interface circuit is that communication between main unit and remote units is not affected by the cable termination failure. In applications such as multistage missiles, no provisions need be made for retermination in the cable characteristic impedance after stage separation. The key to this new technique is a directional coupling transformer which is only slightly more complicated than standard interface transformers. Design equations for directional coupling transformer and experimental results of new data bus systems are presented.     

某型燃气轮机设计方案技术风险分析

采用风险分析方法对某型燃气轮机设计中所采用的新技术进行了逐项风险分析。分析结果表明,该型燃气轮机所采用的新技术没有高等级风险,项目可靠性高。     

新型等离子体激励器的数值模拟

为了对新型多电极对等离子体激励器进行可靠的数值模拟,通过求解带有体积力源项的Navier—Stokes方程,模拟单电极对等离子体激励器在二维不可压流中对周围流场的影响,计算结果表明所使用唯象模型的参数基本正确。在此基础上,改进原有模型,对新型双极性等离子体激励器诱导流动进行计算。通过与实验结果的对比,发现改进后的模型能较好地模拟新型双极性等离子体激励器的控制作用,可为今后新型等离子体激励器的应用提供可靠的数值模拟方法。     

不均匀进气对压缩系统稳定性影响的逐级动态响应模型研究

发展了一种分析进口畸变对多级轴流压气机影响的逐级动态响应模型。采用动态压缩系统模型和动态加载技术,建立了一种压缩系统气动稳定性分析的新方法。应用新的模拟方法对一８级跨声多级压气机进行了详细的数值分析。结果表明,所发展的逐级动态响应模型更合理和可靠。基于流动阻塞,给出了一种更为迅速的压缩系统失稳识别方法。