航空发动机电子控制器可测试性技术应用研究

基于边界扫描的测试思想,提出了1种航空发动机电子控制器可测试性设计方案。通过器件管脚的边界扫描单元,在板级甚至多个目标板组成的复杂系统间,构建了1条在集成电路边界绕行的移位寄存器链,可以实现复杂集成电路的嵌入式测试。该方案还可以实现故障注入,对航空发动机电子控制器机内自测试(B IT)能力进行验证。     

抑制复原图像振铃波纹的频域循环边界算法

提出了一种基于Wiener滤波的频域循环边界复原算法,并给出了有效的规整化表达式和信噪比估算方法.复原算法首先将原观测图像按反射对称的方式延拓,形成一个新的观测图像(称为延拓图像);然后,用Wiener滤波算法复原延拓图像,并取延拓图像的复原图像的主值序列作为原观测图像的复原图像.对延拓图像在频域进行复原处理时,需要使用FFT(Fast Fourier Transform)技术,将延拓图像进行周期延拓,因其结合边界在垂直方向上的梯度为零,且边界平滑满足微分条件,抑制了复原图像的振铃波纹.复原过程中,将噪声与原始图像的功率谱之比规整化为原观测图像信噪比的函数.实验结果表明,该算法对周边区域梯度变化较大的观测图像复原效果较好.      

局部富油供油扩展燃烧室贫油点火熄火边界研究

介绍了燃烧室主燃区设计中熄火特性与综合性能间的折衷考虑,设计了火焰筒头部均匀供油和局部富油供油方案,并在全环试验燃烧室上进行了两种方案对燃烧室贫油点火熄火边界影响的对比试验,分析和总结了火焰筒头部局部富油设计方案的点火熄火规律。结果表明:局部富油设计可显著扩展燃烧室贫油点火熄火边界。      

一种新的有限长等截面航空发动机短舱声学模型及数值结果

基于航空发动机短舱声学设计的需要,发展一种与以往工作不同的有限长管道声学模型声场的计算方法——直接边界元和传递单元法相结合。本方法对管道内部几何条件和声衬的敷设情况有更少的限制,可以很好地用于分段声衬的优化设计,并且提供求解有限长变截面管道声学模型的基础。     

大型客机后缘铰链襟翼巡航变弯度气动性能数值研究

更高、更快、减阻是飞机设计三大永恒的追求。传统的固定翼飞机在进行优化设计时需兼顾各种飞行条件,寻求一个折中的最优解,而变弯度机翼的概念能有效解决这个问题,符合上述飞机设计的三大追求。着重研究大型宽体客机后缘襟翼刚性变弯度对巡航气动效率及跨声速抖振边界的影响。首先基于下垂式铰链襟翼机构,编制了机构引导下带扰流板联合偏转的后缘襟翼运动仿真程序,以自动生成不同襟翼偏角的巡航构型。在此基础上对巡航构型进行非稳态气动计算,获得跨声速区机翼抖振边界。以该抖振边界作为约束条件,以襟翼偏角、迎角为双变量,获得Cl-K关系图,得到最优升阻比曲线。本文中襟翼偏角变化为0°~±3°,间隔1°;迎角范围为-2°~5°,间隔1°。计算结果表明,变弯度构型较不变弯度构型升阻比有所提高,抖振边界约提高10%;变弯度构型可提高不同设计点的气动效率,实现减阻省油;跨声速区机翼抖振边界的提高扩大了飞行包线,使得飞机能飞得更高、更快。     

大型自由曲面光学器件的超精密抛光方法

旨在提高大尺寸自由曲面光学器件精密抛光技术的精度与效率.通过构建一个机器人抛光中心作为抛光平台,并在包括单位圆域、单位正方形域及自由边界域在内的平面映射域内求解旅行商问题,通过投影计算圆形度数值,进行映射区域的分类,并将所获得的平面轨迹映射到曲面上获得用于大尺寸自由度超精密光学器件的抛光路径.本文算法综合考虑到计算效率...     

面内荷载作用下混合型边界约束复合材料层合板的振动特性

本文研究一对边界为混合型约束时矩形层合薄板的振动特性问题。文中同时考虑中面荷载作用效应，给出了基于子域分解技术，单向DQ离散格式和Galerkin法的半解析算法，并通过算例讨论了混合边界构成，铺设方式和面内荷载等对板振动特性的影响。     

关于飞机结冰的多重安全边界问题

边界保护是保障飞机安全性的重要方面,对目前国内外飞机结冰安全边界问题的研究现状及进展进行了综述,对飞机结冰致灾物理链路的影响因素及规律进行了分析,指出目前从飞行力学角度出发的安全边界尚未全面考虑飞机结冰致灾复杂物理现象的相关因素,并提出了飞机结冰多重安全边界的概念,将飞机结冰的安全边界分为气象边界、冰形边界和飞行安全边界。结合相应的物理规律和实际应用,按照飞机结冰导致性能恶化的影响程度、飞行操纵影响程度等对边界又进行了多重属性划分。进一步梳理了多重安全边界研究需解决的主要关键问题,提出了下一步的相关研究方向,可为飞机设计、适航认证、飞行操纵、航路规划、分级优化保护等方面的应用提供支撑和参考。     

利用渗透边界模型分析三维内转式进气道启动性能

进气道抽吸区域一般包含大量抽吸孔,这些抽吸孔的网格前处理异常繁复、离散求解及CFD仿真困难。为避免这些问题,利用集成了渗透边界模型的数值仿真软件AHL3D模拟小孔抽吸,获得了小孔抽吸对三维内转式进气道Ma4~6内的启动性能的影响。结果表明:同等条件下,渗透边界与抽吸孔仿真的机体侧壁面压力曲线基本重合,且进气道喉部参数最大差别小于1.5%,说明利用渗透边界模型研究抽吸对进气道启动性能的影响具有可行性;边界层抽吸位于分离泡最高压力点附近时,可实现进气道宽马赫数范围(Ma4~5.5)的启动;Ma5条件下,开孔率在0.1左右,进气道实现启动,且启动后流量抽吸率低于1%;抽吸背压为6.5倍来流静压时,进气道实现启动,启动后流量损失几乎为0,压力分布规律与远场初始化得到的启动流场完全一致。     

压气机稳定边界的数值预测研究

为研究不同压气机稳定性预测方法的准确性,采用最大静压升系数法与商用CFD软件,对某4级低速压气机的稳定边界进行了数值模拟,并与试验结果对比。计算结果表明:最大静压升系数法在预测压气机稳定边界上有一定的准确性。使用商用CFD软件NUMECA对某4级压气机进行模拟计算,考虑了不同的网格划分方案、使用不同的湍流模型和差分格式等因素,以出现数值发散作为压气机失稳的标准,结果表明:主流区的网格对计算结果影响较大。不同差分格式的结果显示,中心差分格式的结果最好。