固定翼舰载机的全机落震试验

固定翼舰载机的全机落震是飞机设计和研究的关键技术之一,舰载机应通过在试验室实施的全尺寸飞机落震试验,考核飞机在各边界着舰条件下的强度。飞机起落架和机身各部件应承受巨大的冲击载荷而不产生结构失效,以此验证机体的结构完整性。基于对飞机设计和试验规范的分析研究,本文给出了全机落震试验的分析方法和工程解决措施。     

进气道动态特性的传递函数多项式近似分析

进气道动态特性的小偏差封闭传递矩阵模型仅能得到频率特性数据,为了获得多项式形式的传递函数,提出了一种基于MATLAB的计算方法.基于频域辨识获得了结尾激波对放气量扰动的有理多项式传递函数近似模型,此模型的频率特性与原始频率特性吻合较好,比Pade近似方法更简单准确.利用模型降阶方法对高阶多项式函数进行简化,获得了低阶传递函数,低阶模型与高阶模型的时域响应较为一致,为激波位置控制系统设计奠定了基础.分析了激波处相对面积变化率对频域特性的影响,结果表明相对面积变化率越小,激波运动的稳态距离越大.     

唇口斜切修型对S形进气道RCS影响

采用基于迭代物理光学法与等效边缘电磁流法的雷达散射截面计算程序,分析了水平、垂直两种极化方式下唇口斜切修型对菱形进口S形进气道边缘绕射场及腔体内部散射场的影响。计算结果表明：在水平、垂直两种极化方式下,斜切修型可有效降低边缘绕射场的雷达散射截面,但随斜切角度的增大,其减小幅度降低;正负斜切角度对应的绕射场雷达散射截面分布关于0°探测角对称;斜切修型对腔体内部散射场的影响较小。     

高速风洞发动机进排气动力模拟试验技术

为了研究该项试验技术,对发动机动力模拟器(TPS、引射器等)和发动机进排气模拟参数进行了分析和比较.采用理想流体一元管流理论,建立了引射器的理论计算方法. 结合某埋入式进气道航弹的发动机进排气动力模拟风洞试验,采用引射式动力模拟器(引射器最大外径设计为41?mm),在FL-7高速风洞开展了国内首次发动机进排气同时模拟的试验技术研究.试验结果表明:来流马赫数和排气落压比达到100%模拟,进气流量系数实现89%的模拟.进排气影响使某埋入式进气道航弹的升力和阻力增加、引起低头力矩,有无动力底阻系数均为负值.     

隔板喷嘴排列方式对推力室燃烧流场影响研究

针对液氧煤油液体火箭发动机,采用全尺寸六分之一网格,设置周期性边界条件的简化模型,计算得到了喷注器面径向隔板喷嘴交错排列时推力室内三维非稳态两相湍流燃烧流场分布,与全尺寸网格计算结果基本一致,验证了算法与简化模型的有效性,并与喷注器面径向隔板喷嘴直线排列时推力室燃烧流场计算结果进行了对比.结果表明,采用全尺寸六分之一网格,也可较好地数值模拟推力室内燃烧流场;径向隔板喷嘴交错排列,不但有利于延长煤油和氧气的混合时间,使混合更加充分,提高燃烧效率和燃烧室压力,而且可增加喷嘴空间分布的均匀性,使燃烧室中雾化粒子分布更均匀,从而提高温度分布的均匀性.     

Performance of wavecatcher intakes at angles of attack and sideslip

A wavecatcher type scramjet intake, that reduces the Mach number number from 4 to 1.552, is used as the basis for a study of flow starting/unstarting as affected by freestream angles of attack and sideslip. The intake design is based on a morphed streamtube consisting of two conical flow streamlines using streamline tracing and osculating axisymmetric design theory. Intake flow and performance is modeled using the numerical CFD code and the k-ε turbulence model. The intake unstarts at a sideslip angle of 2°, a positive angle of attack of 1°. Both positive angle of attack and sideslip angle have an adverse effect on the startability of the MBus intake. At negative angles, the intake initially unstarts at −5° angle of attack, due to the thickened shear layer induced by the streamwise vortex. Then it re-starts at −8° angle of attack, mainly due to the expansion fan formed at the leading edge, causing the shock wave structures inside the intake to be re-established.     

飞机结构全机有限元计算检查方法初探

为有限元模型组装、原始载荷处理、节点载荷生成、典型工况计算四个全机有限元计算步骤建立了数据校对和检查方法。对计算模型和载荷数据严格的检查流程不仅可以降低分析中人为疏失的概率,而且可以提高效率,进而提升飞机结构强度设计能力。     

船舶燃气轮机进气系统中过滤装置数值模型化处理方法研究

为了研究船舶燃气轮机进气系统中,过滤装置数值模型化处理方法的模拟精度及其适用性。针对一种双通道船舶燃气轮机进气系统,分别采用Fan边界和多孔介质模型方法对过滤装置（百叶窗、滤清器）的复杂结构进行处理,开展进气系统内流场特性的详细数值计算研究。结果表明：进气系统大部分总压损失源于燃烧空气滤清器产生的总压损失和竖井中的流动损失;与Fan边界相比,多孔介质模型方法能够获得更贴合实际的进气系统流场,对系统总压损失的预测更具可靠性;两种方法计算出的进气系统流动损失相差不超过10%;使用Fan边界需保证过滤装置不产生明显的整流作用,且压力损失实验数据完备,而选用多孔介质模型需要已知过滤装置阻力系数、孔隙率等物理参数。     

5G技术在全机疲劳强度试验中的应用研究

随着航空装备需求的不断发展,新材料、新工艺不断涌现,飞机结构强度试验与验证技术面临诸多新的挑战。作为网络化与智能化关键手段之一,5G 技术将有利推动强度试验技术的创新与变革。首先,简要介绍当前全尺寸飞机结构强度试验技术现状及发展趋势,同时深入研究全机强度试验未来发展需求,提出基于5G 技术的全机结构强度试验新模式;然后,基于5G 技术在全机强度试验技术发展中的特点和优势,构建试验核心场景与5G 技术生态关联矩阵,规划基于5G 的典型试验场景;最后,以某型机疲劳强度试验为平台进行试验巡检和监测场景中基于5G 技术的试验系统研制和应用验证。结果表明：基于5G 技术的智能化设施能显著提升试验水平,对全机强度试验智能化发展具有重要意义。     

动力效应对民机高速抖振特性影响数值研究

民机的高速抖振通常是由机翼上激波诱导的分离所致,而发动机动力效应可能会对机翼上激波的强度带来明显影响.基于经过TPS标模及DLR-F6标模算例验证的、在多块结构化网格系统上求解雷诺平均N-S方程的数值方法,结合通过定常计算结果判定抖振发生原因及起始升力系数的方法,研究发动机动力效应对某民机巡航构型高速抖振特性的影响.结果表明:动力效应给基于通气短舱设计外形的高速抖振特性带来了不利影响,使其抖振起始升力系数降低约1.3％总升力系数.