全轴随机振动应力特性及激发效果

针对新型的可靠性强化试验设备-全轴台,对其全轴随机振动的动态特性和激发效果进行研究.基于实测全轴台的随机振动信号,给出数字表征-循环平稳的服从超高斯分布的随机振动,但低频能量不足,并给出了全轴随机振动各轴向振动的相互关系及应力分布.为研究全轴台对电子产品缺陷的激发效果,应用全轴台和电动台对分立元件级电路板,简单数字、模拟的电路板,成熟产品的电路板进行可靠性强化试验,试验结果表明：其对缺陷的激发效果不如电动台,仅当产品的模态频率与全轴台振动频率一致时,才具有较好的激发效果.     

民用飞机延性金属结构局部高应力静强度研究

针对民用飞机大量使用的延性材料2024-T42和7050-T6的标准试样和开孔试样在拉伸载荷下的失效模式及失效载荷进行了试验研究,基于材料应力应变曲线建立了有限元模型并对其结果进行验证,提出了开孔金属结构局部高应力下的静强度判别准则。试验结果表明:孔折减系数起决定性影响的是材料的屈服应力与极限应力之间的差值,差值越大,孔折减系数越小;在此基础上研究孔边单元的网格质量(粗网格和细网格)及孔边埋头窝对有限元分析结果的影响,分析结果表明:孔边的网格质量(粗网格和细网格)和埋头窝对孔折减系数影响较小,所建立的延性金属结构局部高应力静强度判别准则合理且具有工程价值,对于2024-T42和7050-T6两种延性材料利用该局部高应力静强度判别准则进行计算的保守裕度分别为0.1和0.04。     

翼型气动特性对高原环境旋翼气动性能影响研究

以HARTⅡ模型旋翼为研究对象,开展了高原环境下翼型气动特性对旋翼气动性能影响的研究。首先,基于CAMRADⅡ综合分析软件,采用自由尾迹模型建立适合于HARTⅡ旋翼的气动计算模型,并采用相关试验数据进行了计算验证。在此基础上,针对悬停和前飞状态开展了计算研究,分析了不同飞行速度和海拔高度下剖面翼型气动环境对直升机旋翼性能的影响规律。计算结果表明,高原环境悬停效率受翼型本身阻力特性的影响在大拉力系数下下降更快;高原环境旋翼升阻比曲线受剖面翼型工作迎角和马赫数的影响在平原环境升阻比曲线之下;高海拔大前进比时,桨叶尖端区域剖面翼型前行侧的来流马赫数超出阻力发散马赫数,受空气压缩性影响,旋翼性能降低。     

浮升一体化飞艇高升阻比新型布局研究

高升阻比设计是浮升一体化飞艇研制中亟待解决的关键难题,艇身是决定全艇升阻比高低的关键部件。针对飞艇高升阻比布局设计的难度及复杂约束性要求,有效结合艇身精细化气动设计、流动控制和升力体理念,引入高精度气动数值模拟等多种手段,探讨构建中央翼+边条耦合、中央翼+端板融合等多种艇身新布局形式,揭示关键几何参数表征与高升阻比特性的影响关系,获得具有高升阻比特征的浮升一体化飞艇艇身新型布局形式。结果表明：与传统混合飞艇艇身构型相比,在保证艇身体积不变和艇身宽度适当控制的前提条件下,中央翼+边条增升耦合艇身构型可提高最大升阻比约77% 以上;中央翼+端板式融合艇身构型可实现最大升阻比值由2.13 提高到3.95 以上,至少提高了85.4%。     

基于本体的机场安全热点特征分析方法

针对民用机场热点特征识别与分类需求,在Protégé中构建机场热点的顶层概念框架并描述逻辑(DLs)表达,引入对机场安全热点在不同层面形式化的描述,建立机场安全热点领域本体,以Fa CT++推理机将热点按不同特征分类推理。该方法的意义在于为机场热点特征识别信息化和热点分类协同工作的全过程提供了一定的语义支撑,管制员可以直观、全面地掌握热点区域状况。     

高低位进气方式对轮缘封严特性影响研究

为了分析高低位进气方式对燃气入侵现象的影响,采用实验和非稳态的数值模拟方法研究了高低位进气方式对盘腔封严特性的影响,对比分析得到高低位进气方式的掺混流动过程。研究结果表明,高低位进气方式对封严效率的轴向分布有影响,高位进气封严效率沿轴向分布呈上升趋势,低位进气反之;在轮缘封严附近,两种进气方式的封严效率几乎不变;高位进气较低位进气有效阻止了入侵燃气向盘腔内部扩散过程,但没有改变封严环附近的扩散过程。     

珠三角机场群协同发展定位分析

目前我国各区域机场群内各机场功能定位趋同化严重,严重的同向定位导致各机场之间恶性竞争。尤其是地理位置相距较近的机场,旅客有多种选择。各个机场开辟相似的航线结构,都趋于构建大中型航空枢纽。以珠三角机场群为例,从旅客运力的角度构建趋同模型,提出趋同系数评价方法,对各机场进行区分定位。实行梯度定位,使该机场群内各机场之间协同发展,避免不必要的航线网络竞争,同时能够减轻空中交通管理的巨大压力,进一步促进航空运输的良性发展。     

某型发动机高原起动过程中慢车转速异常分析

针对某型发动机一次高原起动过程中慢车转速异常故障,研究了发动机的起动过程,并从主泵调节器的控制规律进行分析,找出转速异常的原因,提出该型发动机在高原地区使用过程中对于此类问题的维护建议.     

圆弧形榫连结构高/低循环疲劳试验研究

针对大涵道比涡扇发动机风扇叶/盘榫连结构,提出了缩比为1:2.5的圆弧形榫连结构疲劳试验方案,分别设计了高、低循环疲劳试验件及其夹具,并进行了疲劳试验验证.为了简化试验,低循环疲劳试验采用拉-拉循环加载试验方案,高循环疲劳试验则通过测定试验件1阶弯曲振型下的疲劳极限来实现.在低循环疲劳试验中,试验件结构的裂纹萌生寿命远大于60000次循环,具备足够的抗低循环疲劳能力;在高循环疲劳试验中,试验件结构在设计目标为207 MPa下通过了3×107循环的疲劳寿命考核.结果表明:圆弧形榫连结构的高、低循环疲劳试验装置设计合理,实现了预期的试验目标;所设计的圆弧形榫连结构具有良好的抗疲劳性能,满足大涵道比发动机的寿命设计目标;失效形式为由微动磨损引起的疲劳裂纹萌生和扩展.     

高机动导弹气动／运动／控制耦合的风洞虚拟飞行试验技术

解决先进飞行器大迎角高机动飞行时的气动／运动非线性耦合问题,需要发展基于非线性理论的风洞试验技术,即风洞虚拟飞行试验技术。该试验能够实现较为逼真的模拟飞行器机动运动过程,气动和运动参数的实时同步测量,以及飞行控制律的集成验证与优化,从而达到探索气动／运动耦合特性和机理的目的。本文介绍了风洞虚拟飞行试验的模拟方法、关键技术及其解决措施,并针对典型导弹模型开展了虚拟飞行验证试验。试验结果表明：目前已经初步具备适用于导弹模型跨声速气动／运动／飞行控制一体化研究的风洞虚拟飞行试验能力。