基于能量耗散率的低速扩压叶栅损失研究

针对无化学反应和热流输入的叶栅有黏不可压流模型,推导出能量耗散率的组分分解式,根据叶栅流场仿真结果进行分析简化,得到由轴向涡量、轴向阻力和剪切力组成的能量耗散率分解式。结合总压损失,分析了耗散各组分在前缘损失、叶表损失和通道损失中的主导因素:轴向涡量项反映旋涡结构,在通道损失中占主要部分,集中在通道涡和分离面附近;轴向阻力项反映扩压和叶表边界层转折造成的流动损失,在前缘损失和叶表损失中占主要部分,集中在叶栅前部的叶表边界层和主流区;剪切力项反映轴向截面速度不均匀性,在叶栅后部的叶表损失和通道损失中占主要部分,集中在叶表、端壁边界层和分离面附近。旋涡结构和耗散各组分分布特征揭示了叶栅通道中旋涡结构与能量耗散之间的分布关系,分离区并不是主要能量耗散区,高能量耗散区主要分布在叶表边界层(叶栅前部由轴向阻力项主导,后部由剪切力项中的υ(∂V_x/∂y)²项主导)、分离面附近(受剪切力项中的υ(∂V_x/∂y)²项和轴向涡量项影响)。大攻角情况下,叶栅通道损失显著增加,正攻角促使轴向涡量项的增长点提前,负攻角则使得叶表边界层的速度剪切加剧。     

某涡扇发动机分布式控制系统设计与总线性能

针对国内某型涡扇发动机,以该机目前采用的集中式FADEC为基础,依据地域分散原则,设计了一种发动机部分分布式控制系统结构,并对发动机控制系统中的传输信号进行了合理划分;对发动机采用分布式控制进行了总线通信需求分析;选择时间触发CAN总线作为发动机分布式控制系统通信总线,并进行了通信方案设计;利用TrueTime构建了分布式控制仿真系统,研究了网络时延、掉包对发动机性能的影响.研究表明:在250kbit/s和1Mbit/s带宽下,总线利用率分别为50%和12.34%,满足通信要求;250kbit/s带宽下所设计时间触发系统的网络诱导时延为12ms,高压转子转速上升时间延迟0.02s,而网络随机掉包使发动机响应明显变慢,设计时需要加以考虑.      

MEMS陀螺随机漂移误差系数的动态提取

针对传统Allan方差提取微机电系统（MEMS）陀螺随机误差系数仅得到近似均值,与实际中其随时间在均值附近波动不相符的缺点,提出一种动态提取MEMS陀螺随机误差系数的方法。该方法将窗函数引入Allan方差计算,不仅能够正确提取MEMS陀螺随机误差系数,而且还能得到MEMS陀螺随机误差系数的时间变化曲线,这将有利于MEMS陀螺的性能分析和误差补偿。实验证明该方法提取的MEMS陀螺随机误差系数的时间变化曲线在以传统Allan方差得到的近似均值附近波动。由此可见,该方法具有一定的可信度。     

过载下燃烧室粒子特性与绝热层烧蚀研究进展

总结和分析了国、内外对飞行过载下固体火箭发动机中出现的绝热层烧蚀问题的研究方法。详细阐述了燃烧室粒子粒度参数确定方法、过载流场数值模拟方法及地面模拟过载试验方法等方面研究进展。首次提出了获取过载下粒子分布参数的两种新途径,即基于飞行发动机的粒子收集分析法与故障位置反算分析法,给出了两种方法下的粒度分布参数;并提出了用火箭橇模拟过载下绝热层烧蚀的方法。结合某战术发动机,基于过载流场计算结果,讨论了短时间大过载与长时间中、小过载等两种典型工况对绝热层的烧蚀影响,并给出了热防护设计时应注意的问题。     

飞机载荷谱实测数据双缓冲视景仿真系统设计

飞机载荷谱实测数据视景仿真是飞机机动动作识别和实测数据有效性验证的重要手段.针对飞机实测数据源的不同数据结构,提出了逻辑数据通道的数据存储方法,解决了不同实测对象形成的不同数据源结构差异问题;针对大数据量实测数据进行飞行视景模拟时模型复杂性造成的性能问题,建立了物理通道和逻辑数据通道解析模型;基于数据双缓冲和绘图双缓冲机制,构建了飞行器模型和实测数据视景仿真系统环境,对不同试验用机的飞行实测数据进行了分析和验证.该视景系统完全满足Gigabyte级别的不同机型载荷谱飞行实测试验数据的验证和机动动作识别要求,完整地再现整个飞行历程,为飞机飞行历程机动动作识别、数据有效性验证和数据后期处理提供可视化平台.      

宽高比对微小通道空气流动换热特性影响实验

针对不同宽高比微小矩形通道内流动和换热特性进行了实验研究.微小矩形通道宽0.4mm,宽高比分别为2/5、1/2、2/3和1.实验以空气作为工质.流动雷诺数Re范围是200~1600.实验结果表明:宽高比对微小矩形通道流动换热特性的影响不可忽略.微小矩形通道摩擦因子随着Re增大而减小,泊肃叶数Po随着Re增大而增大,二者随着宽高比增大同时减小;努塞尔数Nu随着Re增大而增大,随着宽高比增大而减小.针对宽高比对微小矩形通道流动换热特性的影响拟合了相应经验关系式.      

水上电动飞机浮筒设计及起飞滑行

水上飞机起飞滑跑时低速滑行阶段的阻力变化规律对于其设计研究十分重要,而电动水上飞机正常起飞所需最大拉力是否匹配现有电推进系统是飞机改型设计的关键。首先,针对基准浮筒水阻力较大引起的纵向不稳定问题进行了优化设计,优化后浮筒水动性能有明显提高。其次,基于Fluent中的多相流（VOF）模型对水上电动飞机起飞滑跑阶段的力学特征进行了数值模拟计算,着重分析了不同速度下的姿态变化规律、阻力变化及流场特性。最后,对"阻力峰"这一节点下所需电推进系统功率进行了验证计算,结果显示现有装置满足起飞的动力要求;将实际起飞滑跑试验与仿真结果进行对比,结果显示力学特性变化规律基本一致,所得误差在15%之内,验证了仿真计算的可行性,所得结论可为电动水上飞机的研究设计提供借鉴。     

基于滑动弧的航空发动机燃烧室头部喷雾特性

发明了航空发动机燃烧室滑动弧等离子体燃油裂解头部,并开展了燃油喷雾性能实验,实验研究了不同放电电压下滑动弧等离子体对燃油喷雾性能的影响规律。结果表明,实施滑动弧等离子体燃油裂解之后,初次雾化的燃油在高温电子的碰撞下高碳链的燃油分子被打断成低碳链的小分子,燃油的黏性力降低,雾化性能得到提升。随着放电电压的升高,燃油喷雾的雾化锥角增大,SMD平均值减小,不均匀系数下降,燃油喷雾的均匀性得到明显的改善。当入口空气流量为20 m³/h,余气系数为0.6时,未施加等离子体的燃油喷雾的雾化锥角为43°,SMD平均值为93.545 6 μm,不均匀系数为0.304,当放电电压达到200 V时,燃油喷雾的雾化锥角增大到75°,SMD平均值减小为89.690 6 μm,不均匀系数下降到0.233。     

Timoshenko梁振动的模态控制方法

分析了Timoshenko梁振动特性,得出其简化模型及其在外力作用下的传递函数,然后分析了压电材料PZT对梁振动的作用,得到它的传递函数。设计控制系统并分别设计人工神经元网络辨识器及其控制器,给出振动控制系统的仿真结果并进行分析。     

复杂作战环境下空中目标威胁程度评估

对敌空中目标威胁程度评估是一个多因素综合评判问题。文章在建立了来袭空中目标威胁程度指标体系的基础上,综合利用改进的模糊层次分析法和集对分析法建立了评估模型,对复杂作战环境下的空中目标威胁程度进行了评估,仿真实例表明此模型可行。