民用飞机超细干粉灭火系统喷射试验研究

NaHCO3超细干粉灭火剂具有环保高效的优点,有可能替代现有民用飞机上常见的哈龙1301 灭火剂,应用于未来民用飞机固定式灭火系统上。以某型民用飞机发动机灭火系统为基础,搭建了NaHCO3 超细干粉灭火系统试验台,开展了该灭火系统的喷射性能试验研究。试验结果表明灭火系统平均流量较大,性能较好,但仍需要修改管网设计调整灭火剂在风扇舱和核心舱的分配比例。初步的灭火剂浓度分析也表明目前的管网设计可以达到舱内的灭火剂浓度要求。     

飞机高压液压管路系统特性研究

本文对飞机高压液压管路系统动态特性的研究内容、研究方法进行了综述,阐明了目前研究飞机液压管路系统动态特性的策略,指出了为实现高压液压系统装备飞机应解决的关键技术。     

某复杂构型导弹高速风洞部件测力实验研究

在2m×2m超声速风洞开展了某复杂构型导弹部件测力实验研究,实验的迎角范围为-6°~10°,侧滑角范围为-6°~6°,测力部件包括保护罩、左侧翼、大整流罩和小整流罩等部件。使用五分量天平对保护罩在风洞实验中所受到的载荷进行了测量,并利用分断面缝隙处的压力测量结果对保护罩测力实验结果进行了修正,获得了保护罩在实验条件下的真实部件气动特性数据;使用3台三分量天平,直接获得了左侧翼、大整流罩和小整流罩在实验条件下的部件气动特性数据。研究结果表明：实验结果可以作为结构设计的依据;保护罩测力实验结果修正方法合理可行,能够为今后类似部件测力实验结果的修正提供借鉴。     

多级轴流压气机内部噪声测试及频谱演化特征分析

主要研究压气机高压一级转子叶片出现非同步振动前后,压气机流道内部的噪声特性.利用声波导管系统,分别对某型涡扇发动机整机和压气机部件试验中压气机流道内部噪声进行了测量.对转子叶片振动前后噪声信号的频谱、特征频率处的声压级和总声压级的演化过程进行了详细分析,并与国外相关研究做了对比.分析结果表明:两种试验条件下压气机高压一级转子叶片出现非同步振动现象前后压气机流道内部噪声特性呈现相似的特征,进一步分析得知诱发压气机高压一级转子叶片非同步振动的声源可能仅存在于压气机局部范围内,激励可能是由气动力引起的并与旋转不稳定性有关.     

大流量高压气体减压器技术研究进展及应用

大流量高压气体减压器是大型连续式高超声速试验系统的核心设备，其气体减压供应能力、工作稳定性和可靠性等对高超声速试验系统的试验能力有重大影响。本文对气体减压器的减压原理、技术方案、评价指标和技术难点进行了梳理，介绍了国防科技大学在大流量高压气体减压器技术方面的研究进展，展望了大流量高压气体减压器技术在高超声速试验领域未来的发展趋势。     

直升机滑油系统流动阻力特性研究

通过对直升机滑油系统及部件工作原理研究的基础上,建立了温度、压力、流量多因素耦合稳态仿真模型,并用Visual C++ 6.0编制了相应计算软件.利用仿真计算结果对滑油系统及其主要部件的阻力性能进行了分析,确定了影响系统阻力特性的主要部件和主要影响因素,分别为滑油泵、过滤器、散热器、喷嘴和滑油温度、飞行高度.在对系统流量、阻力特性研究的基础上对系统高空性能进行了预测,为部件选型及系统管路的优化设计提供了参考依据.     

高空试车台供气压缩机组动态仿真建模方法研究

针对国内高空试车台研究中缺少对供气压缩机组动态仿真研究方法的现状，提出了一种适用于该热力系统的动态仿真建模方法。基于守恒方程，获得了压缩机、管网、换热器、调节阀的动态仿真计算模型；将Greitzer压缩机模型应用到复杂热力系统的动态建模中；在容腔模型的基础上增加流动损失计算模块，提出了“容腔-损失”管网模型。在Matlab/Simulink平台上搭建了某试车台供气压缩机组动态仿真模型。将仿真结果与实验结果对比，验证压缩机、管网等部件动态仿真模型的可靠性。其中，压力、温度的仿真结果的平均误差均小于1%；与传统的容腔模型相比，“容腔-损失”管网模型误差明显减小。证明了该建模方法的精确度与可靠性。     

直升机灭火系统管路布局设计研究

本文通过对比分析几个型号直升机灭火系统的管路布局设计,对直升机灭火系统管路布局设计方法进行了研究,分析了影响灭火系统管路设计的重要因素。为直升机灭火系统管路设计提供参考。     

双级涡轮增压活塞发动机螺旋桨推进系统部件法数学模型与飞行特性分析

对适用于高度为10~20km的中速、低速多用途飞行器的双级涡轮增压活塞发动机螺旋桨推进系统的特性计算方法进行了研究.引用涡轮发动机的部件法,建立基于各部件特性的代数数学模型,推进系统各部件工作点则由Newton法求解系统联合工作方程组得到.给出了方程组中的活塞发动机功率保持工作条件及增压器与活塞发动机联合工作条件,分析了推进系统功率保持工况和减功率工况的调节规律,及其对涡轮增压器工作线的影响.分析了推进系统总体及各部件的高度-速度特性.研究表明:该特性计算方法收敛快,一个工况点一般迭代5~6次即可;两个燃气旁通阀的调节规律不但可以满足推进系统的设计目标,同时还可对增压器工作点进行有效的优化调节;该特性计算方法可直接推广到更复杂的多级涡轮增压系统中.      

燃气轮机排气系统整机环境部件特性修正方法

为了探究外界环境条件对燃气轮机排气的影响,以船舶燃气轮机排气系统和船舶整机系统为研究对象,采用合适的物理模型对船用燃气轮机排气部件进行阻力特性、流场分布的仿真分析,进一步提出燃气轮机排气系统的修正方法。对国内外相关的研究现状进行了调研,引出研究内容和研究意义,建立船舶燃气轮机排气系统和整机系统的模型,对模型进行了网格划分,利用数值仿真技术开展不同工况点和风速风向下燃气轮机排气系统的流场特性仿真计算分析。结果表明：得到不同风速风向下排气系统的阻力特性,即总压以及总压损失,温度特性以及引射特性。以整机仿真和部件仿真所得到的数据为基准,建立了燃气轮机排气系统在整机环境从无风到有风的变化条件下的工作特性修正模型。     

机动飞行条件下双转子系统动力学建模与响应分析

考虑航空发动机双转子中介轴承的耦合作用及陀螺力矩的影响,利用Lagrange方程建立了机动飞行条件下双转子-滚动轴承支承耦合系统动力学模型，对耦合双转子系统的动力学特性进行了理论与实验研究.结果表明:随着内外转子转速比增大，高压转子振动幅值减小，分岔点处转速增大，最大增幅近67.49%.机动飞行使转子的振动响应幅值增大，出现较多分频.在跃升和横滚飞行姿态下，高压转子响应主要表现为:随着跃升速度增加，高压转子振动幅值明显增加，最大增幅近409.24%，分岔点对应的速度增大；在横滚速度增大时，转子振动特性主要表现为从复杂的运动形态变换到单周期运动形态,转子的振动幅值明显增加.利用基础运动双转子模型实验台对跃升和横滚两种飞行姿态下耦合双转子系统的部分动力学特性进行了实验研究,实验结果与数值模拟结果有较好的一致性，证明了计算结果的正确性.      

高压压气机进气压力畸变试验

为准确评估高压压气机畸变特性而进行了一系列相关试验,重点阐述了高压压气机进气压力畸变试验方法,提出了对综合畸变指数、动态和稳态畸变成分、门槛值、畸变图谱等特征参数的指标要求,以及测试方案和试验数据处理方法,并据此完成某型高压压气机进气压力畸变试验,获得总压畸变对该高压压气机性能的影响,以及相关稳定性评定数据.试验结果表明:该高压压气机非设计转速压力畸变敏感系数明显高于风扇部件,抗畸变能力弱于风扇部件;设计转速压力畸变敏感系数与风扇部件相当,表现出较强的抗畸变能力和良好的气动稳定性.     

汽轮机静叶栅变冲角性能的实验研究

为了研究亚临界600MW汽轮机高压第九级静叶叶栅的变冲角气动特性,为高压静叶叶片设计提供依据,对原型和改型两套环形叶栅在低速风洞中进行了不同冲角工况下的吹风实验研究。实验结果表明：改型叶栅降低了叶栅的流动损失,具有更好的变冲角特性。     

航空发动机双转子-滚动轴承耦合系统的动力特性分析

在轴承动力学和转子动力学基础上建立了某航空发动机双转子-滚动轴承耦合系统的非线性动力学数学模型,采用Newmark有限元法进行了数值求解,就转子转速、中介轴承的游隙和滚子个数以及支承轴承参数对双转子系统动力特性的影响进行了分析并加以实验验证.研究结果表明:①中介圆柱滚子轴承游隙值对双转子系统动力特性影响很大,其原始游隙值取20μm更利于系统运行的稳定性;②支承轴承内、外沟曲率半径的选取将直接影响着双转子系统动力特性;③高压转子与低压转子耦合节点处位移随高压转子转速的增加而减小,随低压转子转速的增加而增加;④中介耦合轴承节点处位移的理论计算值与实验值较为吻合,最大误差为18.7%.      

用于航空高压直流电源系统的笼型异步发电机控制策略的研究

 现代电力电子技术的发展使得笼型异步发电机能够适用于航空高压直流系统中。着重对笼型异步电机与电力电子变换器结合构成的发电系统进行了研究,说明了采用直接转矩控制策略可使这种发电系统具有很好的动态特性。介绍了异步发电机直接转矩控制的原理与实现方法,并给出了仿真与实验结果。     

两种涡扇发动机部件特性自适应模型对比

发展了航空发动机自适应模型．并对以两种优化算法为基础的自适应模型进行了对比分析。两种模型以通用特性为基础运用优化方法,以发动机主要性能参数和过程参数偏差函数最小为优化目标,以部件特性耦合因子为被优参数,可以预测出不同飞行条件下的发动机风扇、压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮等部件特性。运用单纯形和遗传算法为基础的自适应模型对某型涡扇发动机性能的计算结果表明：相对于单纯形算法模型．遗传算法模型对发动机主要性能参数和过程参数的计算偏差降低了20％～30％;对发动机各截面总温、总压计算偏差降低了15％～20％;遗传算法模型相对于单纯形模型具有更为宽广的自适应模拟范围。对某型已知部件特性的涡扇发动机模拟结果显示．遗传算法模型部件特性模拟结果与已知部件特性差别甚微。     

水陆两栖飞机灭火飞行仿真系统构建与仿真

大型固定翼灭火飞机是应对森林火灾最有效的工具之一。首先针对中国缺少大型灭火飞机投水灭火飞行仿真系统的现状，基于水陆两栖灭火飞机投水灭火任务流程，对投汲水灭火仿真任务子系统、灭火飞机投汲水灭火仿真场景构建、投水数据处理与灭火效能评估方法进行了研究，设计和构建了一种水陆两栖飞机灭火飞行仿真系统，实现了大型灭火飞机投水灭火任务全流程飞行仿真。其次通过使用K-S检验方法对仿真飞行投水数据与真实飞行试验投水数据进行统计学检验，证实了本仿真系统具有较高的仿真真实度。最后还研究了在灭火飞行仿真中投水速度和投水高度对投水覆盖面积、投水均匀度和投水有效利用率3个灭火效能参数的影响，为灭火飞机指挥员进行投水方案的制订提供了支撑。本文成果对于提高灭火飞机飞行员培训效率，节省培训费用，节约灭火飞机飞行试验费用，缩短飞行试验的时间，加快中国森林航空消防力量建设具有参考意义。     

论航材送修管理在提高波音737NG飞机引气系统可靠性中的作用

通过对波音737NG飞机引气系统的部件更换情况进行统计,分析出波音737NG飞机引气系统故障率最高的部件是预冷器控制活门和高压级调节器,且预冷器控制活门故障是导致引气系统空中故障的重要因素。因此,提出加强预冷器控制活门等部件送修质量管理、监控部件性能是提高飞机引气系统的可靠性的有效途径。     

多电飞机大功率高压直流起动发电机系统研究与实现

起动发电（SG）一体化是多电飞机（MEA）和全电飞机（AEA）机载主电源系统的重要特征与关键技术。高压直流电源（HVDC）系统输出不受交流电频率约束，电机可工作在更高转速从而提高功率密度，且易于并联提高供电可靠性，已经成为飞机电源系统的重要发展方向。提出三级式高压直流起动发电系统架构，阐述了其组成和工作原理，分析了发电和起动模态下永磁发电机（PMG）、励磁机（ME）和主电机（MG）的运行特性，以及发电模态下励磁机的恒流源和电流放大器特性；研究了起动模态下主电机的转矩产生机理和影响因素以及励磁机单相交流励磁特性。研制成功120 kW/270 V高压直流起动发电机系统，构建起动发电一体化实验平台，完成了发电及发动机模拟起动运行实验，实验与仿真结果一致，为大功率高压直流起动发电系统在新一代飞机上的应用奠定了理论和技术基础。     

水雾灭火技术在民用飞机上的应用现状

由于环境保护的需要,寻找适合民用飞机的哈龙替代灭火剂是急需解决的问题,在可选择的多种灭火剂或灭火系统中,水雾灭火系统由于其环保、清洁、高效、稳定且无毒害等优点而成为目前最有希望的哈龙替代灭火剂。首先介绍了水雾灭火系统的灭火机理及其独特优势,以及国际航空火灾防护工作组(IASFPWG)制定的最低性能标准(minimum performance standard,简称 MPS)和测试结果,研究显示水雾灭火系统很好地通过了MPS要求。然后对影响水雾灭火系统性能的因素进行研究分析：提高工作压力和流量系数可有效提高水雾灭火系统灭火能力,通过调节喷雾锥角和雾滴粒径可改善水雾灭火系统灭火性能;添加一定浓度的盐类化合物、表面活性剂也可提高水雾灭火系统的灭火能力,且不同添加剂具有不同的最佳浓度比例。