基于满足民用、军用飞机规范要求的八磅鸟撞试验室规划设计

提出一种八磅鸟撞试验室设计规划、需配置的基本系统。简单介绍鸟撞试验发射系统、速度测量系统、瞬态应力测量系统、瞬态位移测量系统、高速摄影录相、撞击力测量系统、仿真分析与数据处理系统的基本实施原理。概述八磅鸟撞试验室建成后的实际应用成果。     

大型飞机漂浮性分析方法及应用

介绍了飞机漂浮性分析的方法和计算过程，建立了一套飞机漂浮性参数的输入模式，编制了飞机漂浮性分析的界面程序，并计算出B747—200B飞机漂浮性的ACN值。     

某舰载多通道发射控制系统研究

对导弹的加电发射控制是一个可靠性、安全性和测试性要求极高的技术，而某舰载导弹武器系统中，对发控系统提出了更高的要求，它要求能够实现多通道多枚导弹的同时加电以及发射。     

多因素耦合的舰机适配性评估方法

舰机适配性是航母与舰载机研制过程中的难点,充分协调舰艇系统和飞机航空系统之间的复杂关系是发挥航母战斗力的关键。文章提出了 1种基于改进的熵值法与突变级数法的多因素耦合的舰机适配性评估方法。首先,进行指标选取,建立多因素耦合的舰机适配性评估指标体系,并根据突变级数理论确定指标体系对应的突变模型;其次,利用改进的熵值法计算各个指标的贡献率,提高排序结果的准确性;再次,利用突变层次结构模型进行舰机适配性评估;最后,以国外某型航母与舰载机为评估对象,验证新的综合评估方法的有效性和可靠性。文章提出的方法不需要对指标赋权,减少评估过程中由于赋权带来的主观性,为舰机适配性评估提供了新的思路。     

组合式风斗混合器掺混性能数值研究

为了解决航空发动机地面模拟燃烧试验台直接加温器出口温度不均匀的问题,提出了一种组合式风斗混合器,并采用三维数值模拟的方法,对其掺混性能进行了研究。结果表明:在热扩散和流向涡的共同作用下,组合式风斗混合器能够改善温度场的均匀性;抽吸热气用风斗混合器对于温度均匀度的改善最好,使得温度均匀度从入口的0.9286增加到0.9501;抽吸冷气用风斗混合器对于相对温差的改善最为明显,使得相对温差从入口的 0.2496减小到0.2181;完整风斗混合器的总压损失最大。     

凹腔火焰稳定器组件界面的适配性研究

为研究超燃发动机凹腔火焰稳定器组件中陶瓷导流块与稳定器壳体的连接可靠性,针对来流马赫数6.0,总温1660K,总压2.5MPa的来流,计算了整个燃烧室的内表面温度分布。以此为输入条件,以凹腔火焰稳定器子结构为研究对象,并通过热传导分析计算得到凹腔火焰稳定器的体温度。对凹腔火焰稳定器进行了应力-应变分析,计算中特别考虑了碳化硅复合材料与陶瓷导流块的拉伸与压缩弹性模量不等这一特性。在全粘接情况下,从分析结果可以看出,由于导流块热膨胀系数高于稳定器壳体热膨胀系数,导流块将承受较大的压应力。在两者的粘接区端部均有较高的剪切应力及拉伸或压缩正应力,二者适配性较差。为了改善粘接区端部的应力集中问题,给出了中部粘接的连接方式。计算结果显示,粘接区域端部的正应力和切应力分别减小了78%以上和60%以上,此连接方式可较好地改善初始连接方式造成的稳定器壳体与导流块间的连接适配性差的问题。     

结合测试性验证的任务可靠性验证方法

针对目前任务可靠性尚无工程验证的现状,在基于现有测试性试验工程应用的基础上提出了一个任务可靠性验证方法。阐述了该方法的理论,分析了需评估的参数,介绍了验证的流程,给出了数据收集和处理的方法,并根据收集处理的结果给出了任务可靠性的评估方法,包括点估计、置信下限估计和置信区间估计。在基本可靠性评估的基础上综合测试性的数据,实现了对任务可靠性的有效评估,为任务可靠性的考核提供了依据。     

2.4 m连续式跨声速风洞气动设计与研究

连续式跨声速风洞由轴流压缩机驱动运行,具有运行范围宽、流场品质高、运行时间长等优点,是国际上最主要的跨声速风洞类别。近年来我国飞行器型号研制对大型连续式跨声速风洞的试验需求快速增长,为了弥补我国大型连续式跨声速风洞设备短板,中国航空工业空气动力研究院建设了2.4 m连续式跨声速风洞,该风洞是我国第一座大型连续式跨声速风洞。为了获得最佳的风洞流场品质和气动性能,航空工业气动院研发了多项适用于连续式跨声速风洞的气动外形设计技术,包括风洞的喷管、试验段、二喉道等高速部段的气动设计技术和低速部段气动设计技术。本文详细介绍了连续式跨声速风洞的总体设计要求和主要部段的气动设计方法,并通过CFD计算和风洞试验开展研究与验证。通过应用先进风洞气动设计技术指导风洞建设及调试,2.4 m连续式跨声速风洞的流场均匀性、噪声和湍流度已达到国际先进水平,试验数据品质与国际先进风洞一致。     

基于网络演算的多窗口分区可调度性分析

ARINC653-2规范定义综合模块化航空电子（IMA）实时操作系统采用分区和任务两层调度方案,在该框架下的任务可调度性分析是保证航空电子系统实时性、可靠性的关键。目前的可调度性分析无法计算多窗口分区下任务最大响应时间（WCRT）。为此,基于网络演算模型对服务能力的封装,定义处理平台服务曲线为平台所能提供计算资源的服务函数,定义分区任务到达曲线为分区任务对平台计算资源的需求函数。分析处理平台的服务曲线和分区任务的到达曲线,计算得到任务的最大响应时间,继而进行可调度性判断,由此从服务能力和服务需求角度诠释分区系统任务最大响应时间分析的物理意义。设计了主时间框架下分区包含多个激活窗口的验证案例,结果表明：本方法可以得到与传统WCRT分析同等的精度,并且能够准确计算分区包含多激活窗口条件下的任务最大响应时间,实现了网络演算视角下分区系统可调度性的解释。     

考虑性能退化的航空发动机故障诊断量化评估

航空发动机全生命周期内的故障诊断一直是研究的热点,为保障航空发动机在性能退化条件下故障诊断算法的可靠性,对考虑性能退化的航空发动机进行故障可诊断性量化评估有着重要的意义。本文从状态量的可测量性以及最优观测器设计两个方面对退化状态下航空发动机的滑动窗口模型进行解耦处理。从故障可检测及可隔离两个方面对故障的可诊断性进行量化评估,以巴氏距离为量化标准,将量化评估问题转换为多元分布概率距离求解问题。同时,从故障空间的角度对故障可隔离性进行定义,剥离了参考故障模式的影响,将可隔离性转化为故障空间中故障模式的固有属性,并给出航空发动机故障可检测及可隔离的判据。仿真实验证明,本文所提出的方法可以在发动机性能退化条件下对控制系统传感器、执行机构故障以及发动机气路部件故障进行可诊断性量化评估。