基于五孔探针的大S弯进气道总压畸变测量与评估

进气道总压畸变的测量与评定是进气道/发动机一体化的重要内容。大S弯进气道具备出色的隐身性能，但其出口流场非常复杂，传统总压测量方法造成的误差显著增大，进而引起总压畸变评估误差，阻碍进/发一体化设计。为了提高大S弯进气道的总压畸变测量与评估的准确性，本文提出了一套基于五孔探针的测量方法。分析测量结果表明:分区拟合方法更能适应大S弯进气道强旋流场的总压数据处理；随着马赫数从0.2增加到0.6，周向总压畸变指数从0.005左右递增到0.09左右，径向总压畸变指数最大不超过0.055，马赫数越大，总压畸变越剧烈，周向总压畸变占据主导；出口截面主要总压畸变区的总压恢复系数最低不到0.85；相比数值计算、总压耙测量，五孔探针测得结果更加全面、合理。     

型号“三边”状态批产质量管理模式探索与应用

通过典型案例分析,对"三边"状态型号批产质量管理模式进行探索,进一步加强对批产产品的管控,确保不发生低层次质量问题,不发生批次性质量问题,确保交付质量,提高顾客满意度。     

面向铣削参数实时优化的智能数控系统构建

智能数控机床是"工业4.0"时代下智能化工厂的生产终端设备,其网络化、智能化以及协同制造技术的实现离不开高稳定性、高精度保持性的开放式智能数控系统。以实现铣削过程中切削参数的实时优化为目标,在具有开放式模块化的数控系统平台上设计并开发了可实现该功能的软件模块。在数控系统的系统协调模块中集成了智能控制算法,该算法可根据切削过程中实时采集的切削力信号实时调整主轴转速和进给速度,最终通过薄壁件切削试验验证了智能数控系统功能的有效性。     

基于区间不确定性的涡轮盘强度可靠性优化设计

针对涡轮盘在初期设计过程中可利用试验数据少的问题,采用区间模型描述不确定性,以非概率可靠性模型描述可靠性,提出了基于区间不确定性的涡轮盘强度可靠性优化设计方法.同时,为了提高该方法的计算效率,提出两级分阶段构造法,建立非概率可靠性指标关于设计变量的响应面函数,并以此响应面函数表征可靠性约束,从而将可靠性优化设计的双重优化过程转化为单重优化过程,简化了算法结构.典型涡轮盘强度可靠性优化设计算例结果表明,所提方法降低了对试验数据量的需求,且计算成本较低,计算效果较好,能够较好适用于涡轮盘的初期设计.     

基于体积力模型的大S弯进气道与风扇耦合计算研究

为理解超紧凑大S弯进气道与风扇的耦合效应,基于体积力模拟方法开展了一体化计算研究。研究的进气道长径比为2.5,使用Rotor 67进行耦合分析,体积力模型与冻结转子计算得到的总压比、总温比和等熵效率分别相差4.49%,0.26%和2.38%。流场分析表明,风扇对入口段流场影响较为明显,主要体现为畸变区的顺向偏转与微弱衰减;进气道出口畸变经过风扇叶片后得到改善,大低压区和反向旋流基本消失;而流体在叶片的前后缘旋流角与轴向速度的综合改变量越大,风扇对气流做功越多。总的来说,超紧凑大S弯进气道与风扇之间耦合比较明显,需要在设计时进行详细的考察。     

窄条翼布局导弹摇滚特性及流动机理

钝头体窄条翼布局导弹在大攻角下拥有极为优异的纵向气动特性,但横向容易失稳,做快速机动时容易诱发非指令的横向不稳定运动。通过开展高速风洞自由摇滚试验和数值模拟,研究了窄条翼导弹自由摇滚特性和流动机理,试验与计算吻合较好。研究发现:较大迎角时,窄条翼面积中心距离尾舵前缘根部5~6倍直径时,模型会进入极限环摇滚,窄条翼位置对模型稳定性有显著的影响,去掉窄条翼或尾舵时,模型均不会进入摇滚;模型空间流场特性表明,气流经过窄条翼时形成的片涡,对背风舵产生强烈的干扰,抑制了尾舵涡的形成和发展,使背风舵动态失稳,导致模型进入极限环摇滚。     

双喉道推力矢量喷管的气动性能数值模拟

对双喉道推力矢量喷管的流动特性和气动性能进行了数值模拟研究，分析了在有无推力矢量情况下，双喉道喷管的主流落压比(Nozzle pressure ratio,NPR)和二次流流量对喷管的气动性能与内部流动特性的影响。研究结果表明，在无推力矢量状态下，双喉道喷管在落压比NPR=3.0~4.0之间具有最优的推力系数和流量系数，分别为0.974和0.935。在有推力矢量状态下，双喉道喷管在NPR=4.0时具有最优的推力矢量角和推力系数，其推力矢量角最高为16.1°。当二次流流量为4时，推力矢量角为14.6°，推力系数为0.95。随着二次流流量的增加，双喉道喷管的推力矢量角逐渐增加，但是当增加到一定值之后，推力矢量角会逐渐减小。在相同的二次流流量下，随着主喷管落压比的增加，推力矢量角和推力矢量效率逐渐降低。随着主喷管落压比的增加，双喉道喷管的推力系数逐渐升高，在NPR=4.0达到最大值后逐渐降低。流量系数随着主喷管落压比的增加逐渐增大，但是在NPR=4.0以后，流量系数的变化趋于稳定。     

非线性系统理论在某型飞机飞控系统设计中的应用

采用非线性系统控制理论将某型飞机非线性运动模型动态地转化为线性模型，给出了推导过程，然后加入常规的PID控制，用MATLAB软件进行仿真，并给出了仿真结果。     

航天型号研制的元器件实效质量管理实践

在分析航天型号对元器件的选用需求、使用要求以及故障影响和管理现状的基础上,从多渠道推进、全过程受控、重实效管理3个方面,对元器件质量管理的选用装机风险、设计选用细节、制造选用结合、质量源头控制、过程质量把关、验收结果确认、发挥专家优势、总结经验教训8个控制环节的实践进行了探索和总结。