高速数传中继系统返向链路脆弱性分析与电路级仿真

建立了美国TDRSS前向链路与返向星间链路信号模型，提出了TDRSS链路薄弱环节分析方法，对返向宽带数传星间链路的抗干扰能力进行了理论推导。建立了基于微波测量仪器的半物理仿真平台，该平台以物理设备为基础搭建仿真环境，利用数字模型连接各物理设备，通过修改参数可对高速数传中继系统星间链路的抗干扰能力进行电路级仿真。仿真结果表明，高速数传星间链路是TDRSS最薄弱的环节，当宽带阻塞式干扰、窄带瞄准式干扰信号到达TDRS卫星接收端的干信比分别达到-5．8dB、-8．8dB时，接收数据的比特误码率将达到10^-3,信号已经无法再使用。     

复杂电磁环境下飞机火警虚警问题分析

随着航空电子技术的发展,飞机电气设备数字化程度越来越高,但它所带来的不利影响也越来越突出,即设备之间的电磁干扰(EMI)越来越强,由此造成的危害越来越多,如复杂电磁环境下出现的空中断电和火警系统的虚警问题严重影响了飞行安全.     

基于CAD三维模型几何特征简化的卫星桁架结构快速建模仿真与试验验证

为提高卫星桁架结构设计过程的仿真建模质量,优化仿真过程对三维模型信息的利用方式和效率,文章提出一种基于CAD三维模型几何特征简化的卫星桁架结构快速建模仿真方法,并给出分别采用梁单元和壳单元建模的路径及软件界面。将该方法应用于某卫星结构的仿真建模,得到了三维有限元模型模态分析数据,其与力学试验数据的对比结果表明:横向模态分析与试验误差最大,为6.07%;各方向误差均满足指标要求。基于CAD三维模型几何特征简化处理的卫星桁架结构快速建模仿真方法合理可行,建模过程便捷、高效,数据可信。     

基于微分流形理论的飞机纵向动力学边界

在人-机-环系统发生改变时,需要考虑更多具有高度非线性特征的动态因素来估计飞机的动态边界。为此引入了微分流形理论估计飞机动力学边界。首先介绍了微分流形理论的相关概念及计算稳定边界的方法步骤;然后以某型飞机为研究对象,考虑飞机非线性动力学特性建立纵向非线性模型并进行增稳控制补偿设计;利用微分流形法刻画飞机动力学边界,并与蒙特卡洛法得到的飞机动力学边界进行对比,验证了微分流形理论确定的飞机动力学边界的准确性;最后分析了可用迎角随俯仰角和俯仰角速度的变化关系。结果表明,俯仰角速度一定时,俯仰角越大,可用迎角越小。研究结果可为飞机的边界保护系统以及控制策略提供一定的参考。     

温度冲击试验对固体发动机喷管堵盖结构影响的仿真分析

温度冲击试验可模拟极端温度环境对固体发动机结构的影响。本文利用三维有限元方法,通过热-机耦合,分析了一种固体发动机喷管堵盖在温度冲击中的温度、应力和应变的变化情况。结果表明:温度冲击中,喷管堵盖内存在温差,最大可达46℃;存在内应力,在铝合金支撑件/EP密封件环形界面处最大,低温-50℃时达18.1 MPa,是堵盖最先破坏的位置;EP密封件是堵盖的最薄弱环节,粘接结构最大内应力11.6MPa,分离结构9.1 MPa;得出了温度冲击下,影响喷管堵盖结构完整性的因素,表明选用低模量和合适线胀系数的密封材料,采用常温成型方法,脱开密封件/支撑件间环形交界面,可有效降低密封件/支撑件的内应力;含GFM/EP/铝合金喷管的真实发动机温度冲击试验结果与预估结果吻合。     

航空发动机钛合金声衬热振响应特性

针对高温振动环境下钛合金声衬动响应变化规律及疲劳失效问题，以仿真分析和试验相结合的方法开展钛合金声衬高温环境下的振动特性研究。研究结果表明：200℃下钛合金声衬1阶固有频率计算结果和试验值吻合较好，误差在8%以内。在40g振动激励下，通过对比仿真结果与试验结果发现速度响应的误差在26%以内，验证了仿真分析方法的可用性与准确性。使用该数值方法计算了热振环境下声衬的应力分布，发现声衬应力最大位置出现在蜂窝芯上，面板的应力水平整体相对较低；随着蜂窝芯高度和厚度的增大，声衬的应力水平会下降，而声衬的应力水平会随着面板厚度得增大而升高；孔径的大小对声衬强度影响可以忽略。     

运载火箭贮箱增压消能器性能仿真与结构方案分析

为了更好地认识液体火箭贮箱增压消能器的工作过程，为消能器的结构方案设计提供支撑，针对典型的锥型和直筒型消能器的结构形式建立仿真模型，使用稳态方法仿真得到气体在消能器内的流场分布情况和消能器内部结构对压力损失和减速效果的影响。根据仿真结果给出消能器结构方案并进行试验，通过试验结果验证了仿真结果的准确性。结果表明：锥型和直筒型消能器的第一层节流结构是造成压力损失的主要部件；对于直筒型消能器，数值仿真的压降大小与试验结果的相对误差为6.3%；入口高速气流直接流经第一层节流结构比先经过扩容再流过第一层节流结构造成的压力损失更大；直筒型消能器的出口面积利用率随着均流筛网距离的增加有着先增加后减小的特点；样条曲线样式的导流锥能提高消能器的出口面积利用率。对贮箱增压消能器内部流场的数值仿真可以为消能器结构设计提供重要依据。     

航空发动机风扇叶片伸根段造型设计与优化

探索了航空发动机风扇叶片伸根段造型的优化设计方法,利用它在保持叶身气动设计不变的情况下使风扇叶片振动特性得到改善。建立了基于非均匀有理B样条NURBS (non-uniform rational B-spline)桥接曲线的伸根段造型方法,实现气动叶身与榫头侧面间的光滑连接；通过改变桥接曲线控制顶点的位置实现伸根段造型的参数化设计,并在相关假设条件的基础上提取了完全定义伸根段造型所需的8个设计变量；以风扇叶片共振裕度最大化作为伸根段设计目标,在径向基函数网络(RBFN)与粒子群(PSO)算法的基础上建立了伸根段造型优化设计流程,其原理是构造RBFN近似模型来逼近和预测风扇叶片共振裕度与伸根段设计变量间的隐式目标函数,在此基础上使用PSO算法搜索使共振裕度达到最大化的伸根段设计变量组合。结果表明:某大涵道比宽弦风扇叶片采用上述流程,通过优化伸根段造型使风扇叶片轴向一弯模态的自振频率得到提高,与转速3倍频激振间的共振裕度提高约2%。