民用直升机机外噪声符合性验证方法研究及应用

本文依据 CCAR36部适航条例规定,从噪声符合性验证要求、测试技术、数据处理方法等方面着手,结合某型机机外噪声适航验证试飞进行了研究和实际应用,达到了预期目的。     

再入飞行器多层隔热结构优化分析

  针对可重复使用飞行器再入过程中热防护系统的复杂传热问题，采用有限元方法对可重复使用飞行器多层隔热结构(MLI)进行参数化求解,预测内部结构瞬态温度响应，对具4层反射屏的多层隔热结构进行优化设计，分析影响隔热性能的多个因素（如反射屏的分布,屏间纤维厚度和最上层反射屏与热边界距离）对隔热性能的影响规律，为多层隔热结构的优化设计提供相关参考。     

GA-Based Model Predictive Control of Semi-Active Landing Gear

Semi-active landing gear can provide good performance of both landing impact and taxi situation, and has the ability for adapting to various ground conditions and operational conditions. A kind of Nonlinear Model Predictive Control algorithm （NMPC） for semi-active landing gears is developed in this paper. The NMPC algorithm uses Genetic Algorithm （GA） as the optimization technique and chooses damping performance of landing gear at touch down to be the optimization object. The valve＇s rate and magnitude limitations are also considered in the controller＇s design. A simulation model is built for the semi-active landing gear＇s damping process at touchdown. Drop tests are carried out on an experimental passive landing gear systerm to validate the parameters of the simulation model. The result of numerical simulation shows that the isolation of impact load at touchdown can be significantly improved compared to other control algorithms. The strongly nonlinear dynamics of semi-active landing gear coupled with control valve＇s rate and magnitude limitations are handled well with the proposed controller.     

燃气轮机分布式仿真的现状与展望

燃气轮机仿真正在从单一的、定制的仿真程序,向多学科综合的、适应各种需要的仿真环境发展。由于燃气轮机各个部件模型通常使用不同的编程模型和编程语言,需要在系统层次采用统一的编程模型来进行集成,同时屏蔽编程语言的差异。本文从编程模型的角度出发,对各种分布式仿真技术进行比较分析,并介绍了国内外燃气轮机仿真的发展现状。最后对国内燃气轮机分布式仿真的发展方向进行了探讨。     

加工表面完整性对GH33A高低周疲劳寿命的影响

 <正> 切削加工表面完整性,如表面粗糙度、表面残余应力和表面加工硬化,对高温合金零构件的疲劳性能有很大影响。以往主要集中于对高周应力控制疲劳影响的研究,然而,实际应用中许多零构件都需要有关应变控制低周疲劳性能的试验数据。“在航空发动机结构完整性研究”中就提出了加工表面完整性对涡轮盘低周疲劳寿命影响的研究。为此,本文研究了GH33A高温合金在常、高温条件下,不同加工表面质量对其高周和低周疲劳寿命的影响,以便为新型发动机涡轮盘的设计提供依据。     

轨迹／飞行器总体参数的一体化优化方法研究

基于飞行力学、最优控制理论、最优化方法，采用两种轨迹／飞行器总体参数的一体化优化方法－－静态＋动态一体化优化方法和参数最优化方法，研究载人飞船再入的轨迹／总体参数的优化，并比较了两种一体化优化方法的不同特点。通过数字计算，得到飞船的最优滚转程序、升阻比，再入角和再人终端时间。结果分析表明，两种一体化优化方法有得到较高精度。     

低雷诺数条件对涡扇发动机风扇／压气机性能和稳定性影响的试验研究

采用进口节流的方法对 1台 3级风扇模拟低雷诺数条件 ,测取了性能数据 ,并与Wassell的雷诺数对压气机试验性能影响的修正方法进行了比较 ,指出其对流量和喘点压比计算的修正量偏大 ,这一结论可为发动机设计和预估性能提供参考     

旋转导弹风洞六自由度自由飞动导数实验研究

风洞六自由度自由飞实验,是国内首次开展的一项新的风洞实验研究。实验设备为0.2米×0.2米的超声速风洞,求流马赫数为2和2.5。当超声速流场建立后,将以每分钟一万多转的高速旋转导弹模型,向实验段上游发射。模型在风洞观察窗区飞行时,用高速立体摄影拍摄模型飞行姿态随时间的变化。然后根据飞行姿态记录,通过数据辨识,求得俯仰力矩系数斜率,俯仰阻尼力矩系数和马格努斯力矩系数。实验精度优于国外弹道靶自由飞实验结果,尤其是动导数数据取得了满意的结果。     

HAN基电控固体推进剂电热耦合特性及燃烧特性实验研究

为了探究HAN基电控固体推进剂(ECSP)的电热耦合特性和燃烧性能,通过改变施加电压和环境压力对ECSP进行燃烧性能测试。在ECSP燃烧性能测试装置中采用电压、电流探头记录燃烧过程中通过推进剂的电压和电流,利用高速摄影仪记录推进剂的燃烧过程,借助法拉第电化学分解定律计算推进剂理论电化学分解质量在总燃烧消耗质量中的占比,分析电压和压力对推进剂燃速和质量损失的影响,同时拟合出ECSP燃速(r)与功率(P₁)和压力(P₂)的经验公式。结果表明：随着电压和压力的增加,ECSP理论电化学分解质量和实际燃烧质量增加,理论/总燃烧质量比值降低,燃速和质量损失增加。在ECSP的可控燃烧范围内,其燃速与功率和压力满足r = 0.0105P_1^0.705P_2^0.251。本文得到了热分解反应在ECSP的燃烧过程中占主导地位,是高压力下造成推进剂不可控燃烧的主要原因,为揭示ECSP的燃烧可控机理提供理论基础。     

叶片正弯对扩压叶栅气动性能的影响

为了研究叶片不同正弯曲角度对压气机叶栅气动性能的影响 ,在平面叶栅低速风洞上 ,对具有可控扩散叶型 (CDA)的直叶片和 15° ,2 0° ,2 5°正弯曲叶片压气机叶栅进行了实验。获得了不同弯曲角度扩压叶栅出口流场的能量损失系数、涡量以及叶片表面静压系数等的分布。结果表明 ,叶片正弯曲 2 0°时叶栅总损失降低最多 ,达16 15 %。正弯曲叶片吸力面形成“C”型压力分布 ,且这种分布随着叶片弯曲角度的增加而加强