基于燃气发生器法的小型中涵道比发动机性能计算分析

为了研究小型中涵道比分排涡扇发动机装机性能,建立了基于燃气发生器法的性能计算模型。由CFD数值模拟计算喷管特性,由发动机地面台架试验及针对小型中涵道比的特点发展的修正方法获取内外涵喷管进口总压和总温的修正系数曲线,经高空模拟台试验验证,发动机最大状态下的推力计算误差≤0.5%。再基于飞行试验测试数据,计算得到发动机在装机条件下的空气流量与飞行推力,与发动机设计厂家的模型计算结果相比,发动机各状态下推力最大误差≤1.3%,流量最大误差≤2.5%。结果表明：发展的性能模型修正方法适用于小型中等涵道比涡扇发动机的装机性能确定;同时修正中等涵道比分排发动机的内外涵喷管进口压力可提高模型推力计算精度;同时修正小流量分排发动机内外涵喷管进口温度可提高流量计算精度。     

某型双轴加力涡扇发动机实时性能仿真模型

对飞行模拟机用的多变量控制的双轴加力涡扇发动机实时性能仿真模型进行了研究。根据某型发动机的控制规律、各部件间的共同工作关系及大量的实验数据 ,结合飞行模拟机的发动机模型的特点 ,研究了数据拟合 ,表格插值 ,公式推导 ,正交设计等数学方法在发动机模型中的应用 ,采用 C++语言 ,在计算机上实现了一台双轴混排加力涡扇发动机的实时仿真 ,模拟了发动机的工作状况。稳态模型误差小于 2 % ,动态模型误差小于 5 % ,完成一次计算任务时间小于 4ms      

高空台推力测量系统的标定及发动机飞行推力的确定

结合SB101高空模拟试车台第一号高空舱的计量标定以及与俄罗斯中央航空发动机研究院（циAM）ц-4H高空舱进行对比试验的工作，阐述了高空台推力测量系统的计量标定及发动机飞行推力的确定方法，给出了标定结果和带刚性喷口的P11φ-300发动机在两个台上获取的飞行推力的相对差值。     

基于地面试验的涡扇发动机装机推力损失分析

为评定涡扇发动机装机推力损失,基于推力直接确定方法开展了发动机推力测量地面试验。通过改进完善安装节推力数据处理方法、进气道冲压阻力计算方法来提高总推力测量精度,分析表明:台架试验推力测量最大误差为2.41%,11架次飞行后停机状态发动机总推力测量误差小于0.8 kN,基本满足推力测量评定的需求。以相同状态台架试验数据为基准,对比发现:随着发动机功率状态增大,总推力损失呈明显增大趋势,中间状态换算总推力损失达到了17.95%,最大状态换算总推力损失达到了27.72%。通过分析风扇换算转速、换算流量等关键参数,得出:装机后受进气道的影响,导致换算流量明显小于同等状态下台架试验的换算流量,同时进气道内气流总压的过大损失,是造成装机后发动机推力损失明显的主要原因。     

面向对象的双轴混排加力涡扇发动机详细非线性实时仿真模型研究

本文就双轴加力涡扇发动机详细非线性实时仿真模型进行了研究。采用框架灵活方便、具有可扩展性的 VC 语言 ,在 P 45 0计算机上实现了一台双轴混排加力涡扇发动机的实时仿真 ,可准确模拟发动机及其部件的工作状况。发动机流路的平均计算时间为 0 .5 42 ms,一个工作点的计算时间小于 2 5 ms。此模型的建模方法具有通用性 ,可适用于其他类型发动机的实时建模要求。经在火力 /飞行 /推进综合控制仿真系统中的应用 ,证明此模型完全满足实时模拟真实发动机的要求     

高空台对比试验校准与标定技术研究

介绍了P11ф 3 0 0发动机在中俄两国高空台的对比试验及高空台航空发动机飞行推力的确定方法。给出了高空台 8个主要参数的计量标定结果和对比试验结果 ,确定了带刚性喷口的P11ф 3 0 0发动机在两个台上测得的飞行推力的数据精度和相对偏差。     

基于未知输入观测器的涡扇发动机直接推力控制

针对某型涡扇发动机,进行直接推力控制回路设计方法研究.基于未知输入观测器(UIO)原理建立了涡扇发动机机载模型和推力估计器,UIO通过解耦外界干扰实现了全飞行包线推力的准确估计;提出了直接推力闭环反馈控制的双回路结构设计方案,内环转速控制,外环推力控制,有利于实现各回路控制参数的独立设计.仿真验证结果表明:基于UIO的模型基涡扇发动机直接推力控制具有良好的控制稳定性和抗干扰性能,对于发动机不同工作点直接推力控制,推力控制误差不超过0.1%,转速控制偏差不超过0.2%.      

航空发动机推力直接测量飞行试验

建立了基于推力直接测量原理的发动机总推力计算模型,合理忽略了某些次要力简化了计算模型。在推力销上加装剪力应变桥路,建立载荷标定方程和温度修正方程获取发动机安装节推力;利用进气道测量耙测试参数,计算飞行中进气道冲压阻力和压差阻力。在某型飞机上开展了推力直接测量飞行试验,获得了某小涵道比涡扇发动机飞行总推力,并分析了空中平飞加速过程总推力和各推(阻)变化规律。结果表明:飞行马赫数处在约0.98~1.02时,总推力随飞行马赫数增大而急剧增大;高度为8km、飞行马赫数为1.42时发动机最大状态总推力相对值为123.78%,高度为11km、飞行马赫数为1.69时总推力相对值为119.70%,均高于相同状态地面台架推力值。通过分析进气道压差阻力百分比,验证了发动机空中总推力测量结果具有较高的准确性以及推力直接测量技术的可行性。     

飞机飞行中发动机推力的测定

提出了一种飞机飞行中发动机推力测定的总推力模型。该模型的基本思想是对涡轮后的混合室和加力燃烧室及尾喷管作一元流动分析, 用三个修正系数考虑实际流动的三元效应、传热及传质等因素的影响。这三个系数事先由发动机地面台架试验或高空台试验数据优化分析确定。      

涡扇发动机试车台推力测量与校准技术概述

简单介绍了涡扇发动机试车台的类型与结构,重点阐述了台架推力测量与校准的方法,并对试车台推力测量系统的误差来源进行了初步分析。结合国内涡扇发动试车台校准现状,提出了开展试车台现场校准技术研究的重要意义。     

舰船空气尾流场对直升机着舰的影响研究

舰船空气尾流场是直升机舰上起降时的主要环境条件,对直升机的操稳性能及飞行安全有很大的影响。通过某型舰模风洞试验的PIV结果,介绍了舰船空气尾流场特性,如:等速度场和截面流线图、舰船机库脱体涡等,分析了下冲气流、涡流区及开/关机库大门等对直升机着舰的影响,对保障直升机飞行安全有重要价值。     

基于IETM技术的数据要求分析

比较了MIL-D-87269A和S1000D两个标准的IETM数据要求,分析出CSDB是数据库构建的有效解决方案.基于CSDB的IETM系统实现全寿命信息管理"一次生成,多次使用"的理念.     

Access—list技术应用研究

访问表是网络防御外来安全威胁的第一关 ,它是通过允许或拒绝信息流通过路由器的接口来实现的一种机制。本文介绍了访问表的基本概念、基本原理以及具有高级安全特性的新一代访问表 ,给出了一个建立应用访问表的实例 ,最后对各种网络安全威胁给出了对策及实现方案。     

先进上风格式跨声速CFD计算研究

介绍了空气动力学跨音速计算中应用广泛的几种上风格式,同时引入了JAMSON中心差分格式作为比较,针对激波分辨率,格式精度,计算效率等方面的问题对ONERAM6机翼进行了对比性计算,讨论了ROE的FDS格式,AUSM+格式和AUSMDV格式的计算性能,得出了很有意义的结论。     

基于数据库的CAPP系统研究

简述了航空产品基于数据库的CAPP的必要性,介绍这种CAPP的体系结构、数据流程和特点。论述以产品结构树为核心的用户化工艺文件信息模型、工艺文件的表达、面向产品或BOM的工艺设计方法、CAPP与PDM、MRPII之间的信息集成等关键技术。     

系统级芯片设计研究

根据国内外电子行业及微电子IC设计行业的发展现状和军用航空电子系统的特殊性,本文提出了SOC设计构想,详细讨论了SOC设计过程。并以视频字符发生器设计为例,对航空电子进行了SOC新设计概念的探索。     

基于FMECA的测试性验证分析

随着装备元件的集成度越来越高,对装备测试性的要求越来越高。良好的测试性设计可以有效地提高产品维修性,降低全寿命周期费用。在对通用处理单元进行故障模式、影响和致命度分析(FMECA)的基础上,建立了产品的测试性模型,进行了测试性验证试验,并对验证结果进行分析。     

基于多智能体的捕食者—被捕食者系统研究

以Swarm软件系统为编程平台,利用多智能体仿真思想,模拟研究了捕食者与被捕食者系统。在不改变智能体行为准则的前提下,通过改变智能体的数量和遗传特性,模拟了智能体之间在相互合作、竞争关系下系统的演化过程,体现了竞争与合作在多智能体系统中的作用。仿真结果与数学模型结论相符。     

飞机装配进度三维可视化技术研究

为了将飞机装配进度以一种直观、可视化的方式展现出来,提出用三维简化模型展示飞机装配进度的方法.首先研究了三维设计模型的简化方法;其次将生产信息与三维简化模型关联起来,建立了飞机装配进度信息模型;再次研究了在信息模型支持下的组件装配状态信息提取技术;最后通过某飞机制造企业的应用实例,验证了方法的可行性和有效性.     

基于MBD的数字化零件检测技术研究

为了提高零件的检测效率,保证零件质量,研究总结了典型飞机结构件的典型检测特征,提出了基于MBD的检测数据模型,并在Catia下使用CAA进行二次开发,实现了MBD检测数据模型的自动生成和数据的自动提取。研究实现了针对曲面轮廓度检测特征的测量点自动生成算法,并自动转为DMIS格式的测量程序,可供三坐标测量机直接读取,实现从检测特征提取到检测设备运行的自动化。最终可对零件的检测结果做出评价。