基于飞行试验数据的进气道畸变预测与试验验证

采用响应曲面的试验设计方法,构建了基于试飞数据的进气道压力畸变预测模型,进行不同飞行工况进气道畸变模型预测与飞行试验验证研究。研究结果表明:模型预测与飞行试验结果相比,综合压力畸变指数平均相对误差为421%,稳态周向畸变指数平均相对误差为799%,结果吻合良好,能够满足对该型进气道畸变预测要求;大迎角、侧滑及其组合飞行时,进气道内部附面层气流分离是造成进气道出口畸变的主要因素;进气道出口低压区的位置与飞行姿态角相对应,并在周向上向压气机的旋转方向有小范围偏转,偏转角度与发动机状态相关;采用“模型预测+飞行试验”的模式能够完整、安全高效地考核评估飞机进气道的畸变特性,具有很好的工程适用性。     

多孔径穿孔板控制液雾燃烧不稳定的研究

研究了一种带可调背腔的多孔径穿孔板声阻尼器的吸声特性,并通过声学模型预测了穿孔板的吸声特性。实验研究了偏流穿孔板对液雾燃烧器的燃烧室、气室内波动的动态压力及热释放率的控制效果。多孔径穿孔板存在两种孔径:小孔半径均为1.0 mm,大孔半径分别为1.5、2.0、2.5、3.0 mm。发现孔径差异过大的穿孔板消声性能不佳。但是大小孔径相近的穿孔板对腔室内的热声振荡有明显衰减效果。安装穿孔板后,燃烧室脉动压力下降59%~84%,放热波动下降47%~87%,同时火焰形态变得稳定。      

单扇区、扇形、全环燃烧室热声不稳定性试验和模拟研究

贫油分级燃烧室在单扇区、扇形、全环燃烧室试验台上均会发生自激周期性燃烧不稳定现象,但振荡模态和频率存在差异。为研究这一差异并建立三者之间的联系,同时验证热声不稳定性模拟方法,对三种试验台的燃烧不稳定性进行了试验和数值模拟研究,获得了不同试验台的振荡特性,并对数值模拟和试验结果进行了对比。结果表明:全环燃烧室存在两个失稳模态,扇形燃烧室只存在一个失稳模态,单扇区燃烧室也只存在一个失稳模态;单扇区、扇形燃烧室可以反映全环燃烧室中其中一个失稳模态,而无法反映全环燃烧室的另外一个失稳模态;三维有限元热声模拟方法准确预测了三种不同试验台的燃烧稳定性,预测的无量纲失稳频率与试验结果一致,误差在2%以内。      

基于射线模型的水声传播衰减特性

介绍了水声信号传播射线模型的理论基础,给出了水声传播衰减详细的理论推导和数学分析过程;在射线模型的基础上分析了水声信号传播的过程,并根据数学模型,实现了传播过程在matlab下的仿真。根据不同的仿真条件得到了相关的传播损失分布图,并对结果进行了分析。     

液态碳氢燃料热辐射物性参数反演方法

基于光线跟踪法建立了玻璃-液态碳氢燃料-玻璃3层平板总透射比的正问题模型,给出了反演液态碳氢燃料热辐射物性参数(光谱吸收指数 k 和光谱折射指数 n)的反问题模型,采用Monte-Carlo(M-C)法结合区间逼近法求解.通过将已知文献中庚烷的热辐射物性参数作为“真实值”,采用正问题模型计算总透射比作为“实验测量值”,然后利用反问题模型计算 n 和 k ,并分析实验偏差对反演计算的影响.研究结果表明:①模型反演 k 计算误差的标准差小于0.003%,而 n 的标准差高于21%.②实验偏差对反演计算影响较大,且偏差达到1.0%时个别反演数据明显“失真”.③ k 反演计算误 差的标准差 y 与实验偏差 γ 满足 y =2285.2 γ2- 10.484 γ +0.0037的关系式; n 反演计算误差的标准差受实验偏差影响较小,但偏差导致反演 n 误差均超过20%.      

风力机翼型动态测压试验技术研究

结合国家高技术研究发展计划课题＂风力机先进翼型族的设计与试验研究＂,针对动态试验设备研制、数据采集和处理方法,在西北工业大学1.6m×3.0m低速翼型风洞（NF-3风洞）开展了风力机翼型动态测压试验技术的研究。采用S809风力机翼型模型,在雷诺数0.75×106和1.4×106、迎角-2°～＋18°条件下,通过改变模型3个平均迎角、3个振荡频率和2个振幅角等状态,进行了动态测压试验,并与静态测压及国外试验结果进行了对比。结果表明：NF-3风洞研制的试验设备,采用的数据采集和处理方法能够应用于风力机翼型的动态测压试验,并可推广应用于其他的翼型动态测压试验研究。     

卫星定位误差椭球的几何特征研究

在卫星导航定位的误差分析中,准确估计定位误差椭球的几何特征有利于更好的描述定位精度,为估算定位精度参数提供依据。本文研究卫星定位中误差椭球的轴方向、轴长和轴比。通过分析精度衰减(Dilution of Precision, DOP)矩阵的特征向量和特征值,分离其中的三维定位部分和与钟差有关部分,构建了定位误差椭球的理论模型,并给出误差椭球轴方向、轴长和轴比的计算公式。结合GPS星座,在全球范围内选取8个有代表性的地点对该模型开展仿真分析,表明该理论模型可以准确的描述定位误差椭球的几何特征,误差椭球的轴方向、轴长和轴比与模型给出的理论值非常符合。同时,利用8个地点中2个地点附近的IGS测站秒级实测数据进行定位解算,对定位误差椭球进行了分析,结果表明测站误差椭球诸参数的理论值与实测结果基本一致。     

基于串联低中频替代法的衰减测量系统

介绍了一种以半自动感应分压器作为中频标准衰减器,可实现准确、快速衰减测量的基于串联低中频替代法的微波衰减测量系统,并对半自动感应分压器、测量系统、测量结果和系统改进方法等部分进行了详细的分析。该系统在10MHz至18GHz频率范围内可测量衰减的范围为(0~80)dB。     

头部空腔对固体火箭发动机压强振荡抑制作用的数值研究

为了揭示头部空腔对固体火箭发动机压强振荡的抑制原理,以VKI实验发动机为基础,使用大涡模拟方法,对障碍物旋涡脱落诱发的振荡流场开展了数值研究,获得了压强振荡的频率和幅值,并和实验数据进行了对比。通过在发动机头部加入空腔,发现压强振幅明显减弱,证实了瑞利准则用于指导头部装药抑振设计的有效性。研究结果表明,空腔体积、位置、形状对振幅的影响很大,改变装药结构本质上是质量抽取与注入之间的相互抗争过程。装药头端复杂流场对抑振基本无效,在声压波节处改变药型对抑振基本无效,在声压波腹处加入的质量通量越大,振幅增加越显著,空腔越靠近声压波腹,空腔对声能的阻尼效应越强。     

基于速率限制的二类驾驶员诱发振荡评估方法

速率限制问题已成为引起电传飞机驾驶员诱发振荡问题的主要原因。以人-机系统为研究对象,探究了驾驶员诱发振荡产生的机理,建立了人-机系统驾驶员模型和飞机模型,揭示了速率限制因素对人-机系统稳定性的影响规律,评估了基于速率限制的二类PIO的OLOP预测准则。该准则能否作为二类PIO评估准则进行了严格审查,评估了作为设计工具的潜在性。