射流装置降温性能评估及敏感性分析

为了研究射流预冷喷射装置方案的降温性能及敏感性,以涡轮基组合循环发动机(TBCC)射流预冷技术为研究对象,提出由低流阻翼型结构的喷杆和雾化喷嘴组成的射流预冷喷射装置方案。利用FLUENT软件对射流预冷喷射装置方案进行了数值模拟,获得该装置在不同喷嘴布局下的流场特性,以流场均匀性、阻塞比、压力损失、温降等性能指标评选最优方案。经过初步分析,蒸发距离、气体来流温度、液滴粒径和喷射流量会对蒸发过程产生影响,因此采用DOE结合数值模拟计算,对各影响因素对降温量和蒸发量进行敏感性评估。分析结果表明:喷射后的温降情况受射流流量、气体来流温度和蒸发距离的影响明显,分别约为65%、20.4%和1.3%;受液滴粒径的影响不明显,约为0.21%。在后期的试验过程中,应充分考虑喷射流量、气体来流温度和蒸发距离对温降的影响。     

双偏振干涉式光纤陀螺的多相位调制技术

在双偏振干涉式光纤陀螺的发展过程中，光纤环上的应力、扭转等会造成正交偏振态之间的交叉耦合，降低陀螺系统的稳定性。提出了一种基于双偏振干涉式光纤陀螺的六态方波调制技术并进行了理论推导。该技术与传统的方波和四态方波调制相比，降低了偏振交叉耦合误差，提高了信噪比，大大增加了信号解算精度。通过实验对比测试了干涉式光纤陀螺在不同调制技术下的偏置稳定性。实验结果表明六态方波调制技术的偏置稳定性达到了9.85×10-4（°）/h，验证了六态方波提高信号解算精度的效果。     

遥测网络系统发展与展望

遥测系统对于评定航空航天飞行器飞行试验结果、故障定位、健康监测和趋势预测等具有非常重要的意义。近二十年来，高码率遥测体制、双向通信及网络化遥测等需求不断增长，美国靶场司令委员会（RCC）下属机构靶场仪器组（IRIG）将遥测网络系统TmNS纳入到IRIG 106标准中，代表了下一代遥测系统的发展方向。在介绍TmNS发展历程的基础上，对TmNS的概念定义、典型架构、分层模型和网络数据消息、系统配置管理、时间同步、服务质量QoS、路由、源选择、安全等关键技术进行阐述和分析，结合我国遥测技术发展现状，总结其对我国遥测技术发展的启示，并对TmNS后续发展进行展望。     

基于IMF能量分布重构的目标检测技术

为提高海杂波中慢速目标的检测性能,提出了一种基于IMF能量分布重构的目标检测技术。该算法对原始信号尖峰区域经经验模态分解后得到的固有模态函数进行分段数据重构,计算前端IMF分量与后端IMF分量的能量比,并将其输入非参量检测器中进行目标检测。研究表明,相比于海杂波单元,目标单元尖峰区域有更小的前后端IMF分量能量比,适用于慢速目标的检测。     

基于短时分数阶傅里叶变换的 含噪信号特征提取

通过对比噪声背景下短时傅里叶变换和短时分数阶傅里叶变换的时频分辨能力,进一步明确了短时分数阶傅里叶变换对频率时变信号的独特优势。研究了短时分数阶傅里叶变换的窗口滑动方式对瞬时频率估计的影响,可以发现:首先,在调频率较大或是变化剧烈时,短时分数阶傅里叶变换具有更好的鲁棒性;其次,在基于短时分数阶傅里叶变换的瞬时频率估计,实际应用中应主要采用以第一采样时刻作为估计值的逐点滑动方式。     

以液压系统功能模型为例的告警捕获方法研究

回顾民机某型号研制过程中出现被动的设计更改和优化问题，机组告警与指示设计方案不完全符合飞行员操作需求是其主要原因。在机组告警系统设计前期有着需求确认手段缺乏，需求确认不充分的困难，如果在机组告警系统设计前期能够采用正确的建模和评估方案，就能及时发现问题，避免后期出现重大问题。针对此问题，首先阐述了告警需求与失效模式之间的关系，针对告警所关注的特征信息搭建告警需求数据库，并根据告警需求捕获准则，以液压系统功能运行模型为例，通过系统失效模式分析和模型间映射关系得到需要告警的失效模式，最后结合型号经验和ARP4102 4、FAR25.1322及AC25 1322中的告警理念，完成系统告警定义。     

基于总线功能模型的全系统FPGA验证环境设计

为了解决发动机控制领域中可编程门阵列设计复杂性日益增长而导致的验证困难问题,提出了1种FPGA的全系统验证方案,用以实现全面高效的功能验证。根据控制系统设计方案,对照控制器电路结构进行验证平台的搭建,通过基于总线功能模型的方法对系统中FPGA所控制的外设进行建模,并在验证平台中进行与电路完全一致的连接。按照系统测试计划编制测试用例对全系统进行模拟仿真。测试结果表明:全系统FPGA的验证能够模拟控制器实际运行状态,提升了验证层次与效率,对发动机数控系统的设计质量提升有显著作用。     

复合材料卫星承力筒连接结构分析

大型卫星承力筒的连接结构损伤是设计时必须要考虑的关键问题，以某碳纤维复合材料卫星承力筒的连接结构为研究对象，应用ABAQUS有限元软件建立复合材料层合板连接结构渐进损伤模型，并且根据Hashin失效准则及Tserpes材料性能退化准则，应用Fortran语言二次开发了UMAT子程序，研究承力筒层合板螺栓连接及胶螺混合连接的失效机制；在此基础上，利用仿真分析螺栓连接结构的刚度探究对卫星承力筒试验件力学性能的影响。结果表明：利用螺栓连接结构刚度进行仿真建模的卫星承力筒试验件结果更接近试验值，其误差相比于多点约束—MPC单元减小了4%～9%,说明此方法能更好地满足仿真分析要求。该分析方法为复合材料卫星承力筒连接结构的力学性能及多螺栓连接结构的有限元仿真分析提供一定参考，适用于具有连接结构的卫星力学分析。     

航空发动机高压转子“可容模态”设计及实验验证

为降低航空发动机高压转子的振动，提高高压转子对复杂工况的可容度，本文建立带双阻尼器的高压转子动力学模型，开展模态分析和响应分析，研究高压转子关键结构参数对“可容模态”的影响规律。构造了可容度评价函数η，建立了“可容模态”设计方法。设计了高压转子模拟实验器，通过模态校核实验验证了计算模型和计算方法的准确性，通过“可容模态”实验验证了设计方法的可行性。研究发现，利用当量临界转速ωˉ估计转子系统前两阶临界转速的方法可行，高压转子实验器的临界转速满足ωcr1≤ωˉ，ωˉ≤ωcr2≤2ωˉ；高压转子实验器在两阶“可容模态”下连续“共振”时长达到7125s，实验器转子关键部位的振动位移峰值不超过79.42μm，振动速度有效值不超过2.33mm/s，最大波动不超过10.59%。结果表明，所建立的发动机高压转子“可容模态”设计方法是行之有效的。