ARJ21飞机抖振升限特性研究及运行裕度分析

抖振是一种飞机各部件在飞行中发生振动的现象,威胁飞行安全。现利用ARJ21飞机配套性能软件PES仿真计算多种运行重量、推力状态、速度条件下的升限,分析了低、中、满上座率条件下飞机在气动和推力限制及节油速度升限。结果表明：在M0.4-M0.69区间内,节油速度升限要远小于气动和推力限制的抖振升限,安全裕度高;而在M0.69-M0.82区间内,节油速度升限随速度增加而逐渐逼近气动和推力限制的抖振升限直到相交,且重量越重逼近趋势越明显,交点对应的升限高度越低,安全裕度也越低。     

后缘喷流对三角翼前缘涡的影响

本实验应用染色液流动显示技术和激光测速技术 (LDV)研究了 6 0°后掠三角翼在后缘差动喷流、对称喷流情况下前缘涡破裂位置、涡核的空间分布、涡核的速度分布以及三角翼背风面流动结构随迎角的演化等。实验结果表明 ,喷流增大了三角翼前缘涡涡核保持高速度的区域 ,推迟了涡核减速的位置 ,在大迎角情况下 ,对称喷流有助于消除由前缘涡振荡引起的“摇滚”现象。     

小口径电热化学超高速发射实验研究

在小口径发射装置上进行了以液体发射药为化学工质的电热化学发射实验研究,采用不同的装药结构及装药量改进内弹道性能, 可使弹丸获得超高速。对电能释放与化学能释放过程的合理匹配表明, 等离子体能够增强液体药的燃烧并影响压力变化曲线。通过等离子体射流与液体药装填方式的控制, 如采用环状装药结构, 可以增进等离子体与发射药的相互作用, 提高内弹道性能     

航空电子设备NSEE试验评价方法

本文定义了航空电子设备大气中子单粒子效应(NSEE)硬失效、硬错误与软错误等大气中子辐射可靠性表征参数,提出了一套航空电子设备抗大气中子单粒子效应危害能力的试验评价方法,包括试验应力终止条件与起始条件的确定方法、M_NSEE预估方法、试验程序、试验评价方法等,并通过某航空用卫星导航接收机试验案例证明了该方法在工程应用中的可操作性与有效性,通过掌握数字信号处理(DSP)、静态随机存储器(SRAM)、现场可编程门阵列(FPGA)的NSEE敏感特性,可为航空用卫星导航接收机NSEE危害防控提供针对性的技术支持.本文为我国航空电子产品大气中子单粒子效应试验评价奠定了理论与应用基础,同时也为其他电子信息产品在大气中子单粒子效应试验评价方面提供了重要依据和参考.      

ADI-FDTD在激励源和完纯导体边界处的精确格式

证明了当采用交替方向隐式时域有限差分法(AD I-FDTD)计算时,完纯导体和激励源处的算法格式与无源空间的算法格式不同,并推导了AD I-FDTD算法在源和完纯导体所在网格处的精确格式。利用常规的FDTD、无源空间的AD I-FDTD以及在源和导体处采用精确格式的AD I-FDTD,分别计算了点源激励的在自由空间传播的二维TE波、TM波垂直入射于金属条带FSS的散射场。计算结果表明,如果计算域中包含导体或激励源,直接采用通常的AD I-FDTD格式会带来很大的计算误差,而采用该精确格式后,计算结果与FDTD的计算结果吻合,从而证明了本文导出的AD I-FDTD在导体和激励源处的精确格式的正确性和使用的必要性。     

椭圆微驱动电火花加工装置中电极运动的微机控制

为实现椭圆微驱动器的最佳频率响应，需准确调整压电元件驱动源的频率，为此设计了用MCS51单片机控制的电极运动驱动电路。     

后缘发散翼型在宽体客机机翼设计中的应用

用计算流体力学手段,研究了在宽体客机机翼剖面上施加后缘发散修形设计可获得的收益.提出了一种使用幂函数表达扰动量的后缘发散修形设计方法,使用该方法研究了扰动幂次和后缘厚度对超临界翼型气动性能的影响规律,并对比了雷诺数4×106和2×107下后缘厚度对翼型阻力、力矩影响的差异.研究结果表明,后缘厚度是后缘发散翼型的关键参数,相同后缘厚度下雷诺数2×107的减阻效果不及雷诺数4×106.雷诺数2×107下,考虑跨声速减阻、亚声速增阻和低头力矩等因素后,后缘厚度取3‰c左右较为有利.尝试了后缘发散设计的两种应用思路,一是用来换取翼型厚度增加,二是用来调整机翼载荷分布.在翼型设计应用中,发现后缘厚度增加2‰c的修形量可使得最大相对厚度10.2％的超临界翼型在厚度放大到11.5％后仍具有不低于初始的升阻性能.在某宽体客机机翼方案上应用内翼1‰c和外翼2‰c的后缘厚度增量后,机翼-机身-短舱-吊挂构型可获得超过2?counts(1?count?=?阻力系数0.0001)的阻力下降,而不付出机翼厚度和阻力发散性能代价.     

航天器大型天线振动控制方案及其试验验证

随着航天器大型天线的研制需求越来越强,大型天线的振动控制问题逐渐引起工程界的重视。文章介绍了一种大型天线的主、被动振动控制方案,研制了相应的振动控制原理样机,并利用实际天线结构进行了控制效果的地面试验验证。试验结果表明:安装被动阻尼器后天线伸展臂振动响应幅值下降达66%,采用主动振动控制后天线结构响应幅值下降达92%,初步验证了振动控制的有效性。最后,指出后续航天器大型天线振动控制研究应重点突破的关键技术。     

筒体结构星载天线抗冲击特性研究

随着航天技术的发展和探月工程的推进,航天器空间环境力学条件不断恶化,对航天器抗冲击力学性能提出了更高的要求。筒体结构天线结构形式紧凑,具有较好的动力学特性。为了得到筒体结构天线具体的抗冲击力学性能,研究时通过建立动力学分析模型,首先分析得到结构的模态参数,再根据模态结果反应出的筒体结构天线的动力学特性,结合给定的冲击力学环境建立分析条件,依据分析条件分别计算得到横向和纵向筒体结构天线顶端的时域最大加速度响应,筒体结构整体结构应力水平。分析结果表明筒体结构天线在冲击力学环境下加速度响应放大较小,各部件应力水平均能满足结构强度要求。筒体结构天线具有良好的抗冲击力学性能,可应用于需要承受较为恶劣冲击环境的航天器。