共轴高速直升机振动载荷计算分析模型

共轴高速直升机上下旋翼之间存在强烈的气动干扰现象,这对旋翼的气动特性影响较大。本文根据这一特点并考虑气弹耦合计算效率,利用单旋翼自由尾迹模型的尾迹几何和固定尾迹计算的初始诱导速度分布作为共轴双旋翼预定尾迹模型的初始迭代值。与Leishman-Beddoes非定常动态失速模型、Pitt-Peters动态入流模型、共轴直升机上下旋翼桨叶全本征动力学方程及弹性桨叶与变距轴承边界约束条件等计算模块相结合,建立了一种考虑上下旋翼之间气动干扰及耦合迭代的共轴双旋翼振动载荷计算模型。为验证本分析模型的计算精度,以西科斯基公司的验证机XH-59A为研究对象,与国外风洞试验结果进行了对比,两者吻合较好。     

时隔4天长二丁再出征!成功发射陆地勘查卫星三号

正1月13日15时10分,长征二号丁运载火箭在我国酒泉卫星发射中心发射升空,成功将陆地勘查卫星三号送入预定轨道。陆地勘查卫星三号由中国航天科技集团有限公司五院所属航天东方红卫星有限公司抓总研制,主要用于开展陆地资源遥感勘查。执行本次任务的长征二号丁运载火箭由中国航天科技集团有限公司     

M40/648碳纤维环氧复合材料热循环效应研究

空间热循环作用的耐受性是决定碳环氧复合材料在轨服役寿命的重要因素之一。文章以M40/648碳纤维环氧复合材料为研究对象,开展了热循环(温度区间:-150~+150℃)效应试验研究,分析了试验前后的材料质量损失率、层间剪切性能、微观形貌和表面成分的变化。结果显示:热循环作用后材料的质量损失率在0.04%~0.07%之间;200次热循环使材料层间剪切强度提高,而300次热循环导致材料层间剪切强度下降1.16%;热循环作用对材料断口形貌影响较大,同时造成材料表面碳元素含量降低。     

冶金法提纯多晶硅退火工艺优化的数学模型分析与试验验证

冶金法制备多晶硅过程中,通过对不同退火温控方案进行数学建模,探求优化的退火理论温度控制函数与曲线。数学模型表明,对硅铸锭直接进行保温,依靠自然热平衡退火,会使内部应力大于产生位错的临界应力;采用加热元件对硅铸锭适当加热保温可减缓降温速率。通过比较,选择较低的退火温度1 236℃和较短的退火时间8.52 ks作为试验退火温控方案。试验验证表明,该退火方案得到的多晶硅铸锭目视裂纹较少,少数载流子寿命与电阻率具有明显优势。     

涡轮冷却叶片参数化造型与网格自动生成

为提高涡轮叶片的数值计算效率,开发出基于参数控制的涡轮叶片模型软件。可实现叶片模型重构、计算域分区、结构化网格生成过程的自动完成和参数化控制,使得叶片的造型和网格生成过程简单化;对生成网格进行数值模拟计算,计算结果表明:生成网格在满足叶片数值计算精度的前提下,工作量大大减少,网格生成效率极大提高;在模型调整时,只需更改相应参数即可快速更新模型,缩短模型的生成周期,提高设计工作的可重用性。     

一种民航发动机滚动轴承故障预警方法

为了提前感知滚动轴承故障,避免民用航空发动机非计划维护带来的损失,提出了一种故障预警方法.对轴承振动信号进行特征工程,提取其时域和频域特征,引入梯度提升决策树(Gradient boosting decision tree,GBDT)算法,量化了特征重要度;在特征相关性分析的基础上,利用核主成分分析(Kernel pr...     

定时定点月面着陆全程轨道控制设计

针对定时定点月面着陆的目标要求,提出了全程轨道控制设计方法。进行了包括地月转移、近月制动、环月降轨和动力下降的全程轨道控制的分段设计和联合规划,实现在入轨轨道偏差条件下的定时定点月面着陆。分别构建了中途修正、近月制动、环月降轨三段轨道控制的规划变量和目标参数;根据轨道倾角建立了动力下降点与着陆点的匹配转换关系。设计了中途修正、近月制动、环月降轨、动力下降的全程轨道控制策略的联合规划。建立了着陆位置偏差与轨道倾角偏差、着陆时间偏差与轨道半长轴偏差的修正关系,修正设计了中途修正目标倾角和近月制动目标半长轴。仿真算例表明,在入轨偏差轨道条件下,保证了中途修正后的飞行轨道与标称轨道基本一致,实现了与标称状态基本一致的定时定点月面着陆。可应用于月球着陆、月球采样返回以及载人登月等实施月面定时定点着陆任务的轨道设计和控制实施。     

基于非定常涡格法的扑动频率对机翼涡和尾涡推力的影响

随着对非定常涡格法(UVLM)和低雷诺数空气动力学研究的不断深入,扑翼无人机(UAV)的发展已成为航空航天领域的研究热点。虽然以往的研究大多是关于扑翼无人机的俯仰和扑动运动,但为了更准确地仿真,需要研究机翼涡和尾涡对飞行器推力的气动影响。将三维非定常涡格法应用于扑翼飞行器模型,研究了不同扑动频率下机翼涡和尾涡产生的瞬时推力。结果表明:平均推力随着扑动频率的增加而增大,机翼涡产生的推力远大于尾涡;机翼涡和尾涡的推力比随扑动频率的增加而增大。本研究有助于了解生物的飞行机理,改进仿生扑翼飞行器的设计。     

新型无铰式旋翼气弹综合分析的全本征方程方法

针对新型无铰式旋翼构型存在的大变形几何非线性及根部多路传力的特点,并考虑非定常气动载荷作用,建立了无铰式旋翼气弹综合分析的全本征方程。发展了高精度的伽辽金法变阶有限单元,利用Newmark平均速度法和牛顿松弛迭代,实现了旋翼动力学与气动力的紧耦合求解。经过算例的对比验证表明,本文方法能够准确模拟新型无铰式旋翼根部多路传力条件,并在稳态气弹响应、振动载荷以及气弹稳定性计算等方面具有较好的精度。     

双旋流燃烧室单头部油雾特性实验

为了获得双旋流燃烧室油雾特性,采用粒子图像测速仪（PIV）对其单头部油雾场进行测量.通过实验,获得了不同燃油流量分配、不同预燃级喷嘴位置对油雾特性的影响.在实验设计工况下所得结果表明:①直径约为80μm处的油珠体积分数最大,其他粒径的油珠体积分数都较小;②随着燃油流量增加,单开预燃级喷嘴时燃油雾化变差,单开主燃级喷嘴时雾化质量相差不大;③预燃级喷嘴位于旋流器出口处有助于改善燃油的雾化质量;④同时打开主燃级和预燃级喷嘴时,保持油气比不变,随着主燃级供油流量增加,雾化质量得到改善.