高速可压缩来流与凹腔驻涡相互作用及其物质输运特性研究

为了深入认知凹腔驻涡与高速可压缩来流之间的相互作用过程以及来流马赫数对上述动力学过程的内在影响规律,对长深比为1.0的单凹腔基础构型在常温、常压、Ma=0.3~0.7的高速可压缩来流下进行冷态非定常数值模拟,并基于拉格朗日视角研究来流与凹腔驻涡相互作用及其物质输运特性。结果表明：凹腔上方剪切层内旋涡结构仍然具有类似自由剪切层的周期性演化过程,主流与凹腔通过三次掺混进行物质输运;随着主流马赫数的增加,旋涡运动方式及凹腔-主流物质掺混机制都发生了本质上的改变,剪切层内旋涡和凹腔主涡涡量均呈现数量级式增长,剪切层旋涡结构脱落频率近似线性增长并逐渐卷吸至凹腔中部,进入凹腔的主流流体占比降低,但扩散程度和速度加快;此外,源于凹腔的流体流出唇口线后经剪切层的夹带作用回流占比增大,降低了凹腔-主流的整体质量交换水平;驻留参数整体衰减,高马赫数时仅为低速工况的1/2,显著降低了回流区对于流体驻留作用的贡献。     

基于控制分配的恒压腔压力精准控制

针对采用双阀调节的恒压腔系统压力在空气流量大范围变化时的精确控制问题,提出了一种基于控制分配的恒压腔压力精准控制方法。首先,建立了虚拟放气流量的双阀控制分配算法,包括：建立满足虚拟放气流量要求且调节阀能耗最小的优化问题;通过线性矩阵不等式(Linear Matrix Inequality, LMI)求解该优化问题得到双阀实际流通面积值;考虑调节阀动态并计算调节阀控制信号指令值。其次,建立以虚拟放气流量为恒压腔控制输入的闭环负反馈回路,基于此,设计满足伺服性能和抗干扰性能要求的PI控制器,引入上述双阀控制分配算法,进而构建完整的基于控制分配的恒压腔压力控制系统。仿真结果表明,采用该方法的控制系统性能明显优于传统单阀PI控制系统性能,恒压腔压力动态相对误差小于0.07%;干扰流量最大变化率为77kg/s2时,压力最大偏差低于500Pa;此外,调节阀动态时间常数和流量系数的拉偏仿真结果进一步验证了该控制器的鲁棒性。     

基于合成卷积层网络结构的焊缝X射线图片缺陷筛选技术

焊接技术应用于多个领域,近些年焊缝缺陷自动检测技术成为了重要的研究方向。本文基于VGG-16卷积神经网络的良好分类性能,提出一种SC-VGG网络结构,利用合成卷积层替换了单个卷积层,同时改进了训练过程中的损失函数,使网络结构更为关注焊缝缺陷类型预测的结果。经过实验测试,SC-VGG网络结构在训练过程中损失函数曲线可以很好的收敛,与其他网络结构相比对焊缝缺陷特征的提取性能更好,平均准确率和召回率达到了95.86%和98.33%,为焊缝缺陷自动化识别提供了算法支撑。     

上游激波干扰时斜激波串受迫振荡特性实验研究

为了研究斜激波串在与上游激波相互干扰时对下游周期性扰动的响应特征,在来流为马赫数2.7的直管道上游设计了一种等宽度斜楔,在下游中心截面位置安装了旋转的椭圆凸轮,以产生类正弦形式的周期性反压扰动,采用了动态压力测量、高速纹影和粒子图像测速技术等手段进行了试验。结果表明:内置斜楔在管道内产生入射激波、分离激波、膨胀波、再附激波和激波诱导分离等复杂背景流场,在分离区附近形成有顺压梯度和逆压梯度的区域。下游产生的正弦形式的周期性扰动会沿着边界层亚声速混合区域逆流前传,引起壁面压力脉动和斜激波串的周期性振荡运动,振荡频率与反压扰动频率相同。在管道内均匀流场中,斜激波串受迫振荡运动的幅值随着反压扰动频率的增加而逐渐减小。在内置斜楔的管道中,斜激波串受迫振荡运动的幅值大大减小,而且随着反压扰动频率的增加基本保持不变。以文中fs=21Hz为例,斜激波串在上游激波干扰中的受迫振荡幅值仅为在均匀来流中振荡幅值的22%。     

大飞机翼盒机器人制孔系统集成技术研究

机翼装配是飞机制造中的一个重要环节,其中翼盒装配制孔数量多、质量要求高、工作强度大,因此各种自动化制孔装备陆续登场,活跃在国内外航空制造业的舞台。由于机器人具有高度灵活性,利用机器人对机翼蒙皮壁板装配实施数字化制孔作业,成为现代飞机机翼装配的一个发展方向。本文介绍了一种基于AGV搭载机器人的可移动机翼装配数字化制孔系统,并对这种复合式机器人制孔系统集成技术进行了探索,通过机械系统集成、电控系统集成、软件控制集成实现总体系统集成,从而实现大飞机翼盒机器人制孔系统的自动化、精确化制孔作业。     

低温液氮贮箱增压及排气流量控制方法

在对以液氮为工质的低温贮箱进行热分析的基础上推导了增压速率计算模型,并通过两种增压工况进行了验证。主要开展了直排模式、排气模式及并行模式下的气枕压力及蒸气排气流量的对比实验,通过后两者模式下的蒸气排放质量与直接排放相比,分析了压力控制带内单循环各个模式下热力排气系统（TVS）的效能,结果表明:采用低温蒸气节流的并行模式在蒸气排放质量和气枕降压速率上具有优于其他模式的明显优势,气相并行模式比直排模式质量减少97%。      

涵道风扇部件耦合设计方法及初步应用

涵道风扇是未来绿色航空动力的重要发展方向,快速、准确的涵道风扇设计方法成为工程领域的迫切需求。在传统的涵道风扇设计方法中,部件间的耦合效应需要建立在完善的三维数值计算或试验数据的基础之上。而本文发展了考虑涵道风扇关键部件耦合效应的设计方法,形成了涵道风扇一体化设计手段,并以此为基础开展了涵道风扇的一体化设计及验证工作。结果表明：相比于简单叠加设计方法,耦合设计使叶片推力设计误差由15%减小到3.5%;采用部件耦合方法设计的带有扩张喷管涵道风扇和等直径喷管涵道风扇的转静叶片推力设计误差满足工程需求,确认了部件耦合的设计方法正确传递了部件间的影响关系;通过试验对设计结果进行了推力校验,试验结果与设计点的总推力误差为1.25%,证明了本文发展的耦合设计方法的准确性。     

卫星在空间碎片撞击下的易损性分析方法研究

针对厘米/毫米级空间碎片对卫星的撞击风险评估,在对卫星部件的失效模式及影响分析(FMEA)的基础上,结合射线跟踪法和失效树分析法建立一种卫星目标的易损性分析方法,计算卫星在空间碎片撞击下导致不同损伤等级的系统失效概率PK/H。详细介绍了该易损性分析方法的总体思路和各项关键技术,并给出了应用实例。该方法可推广应用于载人航天器上,对于航天器的撞击风险评估和防护结构优化设计有重要意义。     

基于磁流体控制的高超声速进气道黏性效应

建立引入电磁源项的二维低磁雷诺数磁流体动力学(MHD)方程组,对高超声速二维前体/进气道黏性流场进行了数值模拟.在给出了进气道高于设计马赫数的非设计工况下黏性流场的基本特征基础上,进一步分析了施加MHD控制对进气道黏性效应的影响.结果表明:施加MHD控制可以有效抑制非设计工况下内进气道表面的附面层分离,改善上壁面的热状况,平衡上、下壁面之间的热负担;黏性作用下,进气道流场及性能参数随磁感强度的变化规律与无黏模型计算结果存在较大差别,对磁流体控制的高超声速进气道研究不可忽略黏性的影响.      

民机客舱下部吸能结构分析与试验相关性研究

以民机典型机身段客舱下部结构为研究对象,建立了结构坠撞有限元模型,利用LS-Dyna软件进行了结构能量吸收特性分析。基于吸能结构思想,以降低传递到客舱地板的加速度载荷为设计目标,提出了一种民用飞机客舱地板下部结构吸能设计方法。设计制造了全尺寸的吸能结构试件,并进行了垂直坠撞试验。为评估坠撞分析与试验的相关性,提出了一种基于能量的能量吸收特性评估方法。首先对预试验分析结果与试验结果进行了相关性分析,根据相关性分析结果对分析模型进行了修正。修正后坠撞分析结果与试验结果的相关性表明,乘员质心处的平均加速度响应峰值误差为16.44%,最大平均反弹速度误差为10.53%,修正后模型的总体刚度与实际结构一致,分析获得的结构总体变形模式与试验结果基本一致。但能量吸收时间和加速度峰值出现的时间与试验结果相比误差较大,表明结构连接失效等结构建模细节对计算结果有显著的影响。