星载子网1553B总线数据传输与管理

卫星正常运行要求星载子网的数据传输管理需具备可靠性、安全性与实时性，能够在规定的时间内完成传输任务，因此需要设计一种合理的数据传输管理方案来满足要求。考虑到1553B总线的数据传输具备速率高、可靠性好和实时性强等优点，选取1553B总线作为星载子网的数据总线，并提出了一种适用的数据传输管理方案。方案合理设计了星载子网的消息结构、消息种类、组网方式、消息传输机制、消息传输流程、消息传输时隙等。最后通过搭建测试平台对传输管理方案进行测试，测试结果表明此方案传输速率高、误码率低、实时性强，可以满足要求。     

基于Kriging模型的离心叶轮结构优化设计

研究了以减重为目标的航空发动机离心叶轮结构优化问题,将Kriging模型与遗传算法相结合,应用拉丁方试验设计和有限元分析生成初始样本数据,利用初始样本数据建立离心叶轮重量和最大应力等状态参数的Kriging模型,运用遗传算法对该Kriging模型在设计空间进行全局寻优,利用有限元分析方法计算近似最优设计点的状态参数,并以此更新已有的设计样本数据,不断提高Kriging模型的近似精度.计算结果表明,基于Kriging模型-遗传算法的离心叶轮结构优化设计方法不仅可以获得良好的优化结果,比直接用遗传算法寻优减少了大量计算时间,提高了设计效率,同多项式模型-遗传算法相比也有效率优势.     

薄壁板结构随机声激励振动响应计算与分析

针对航空发动机压气机转子叶片结构声振动问题,建立了薄壁板有限元简化模型,基于耦合有限元/边界元法对薄壁板在行波加载下随机声激励振动响应进行了仿真计算,得到了在不同声压级下的应力响应结果.改变声载荷激励方向,分别对薄壁板施加单音噪声激励和宽频随机噪声激励,通过仿真计算得到了不同角度随机声激励下薄壁板振动响应频响曲线.对比分析发现,薄壁板模态振型与噪声加载方向是引起薄壁板共振的重要因素.     

基于Gama-Theta转捩模型的气冷涡轮气热耦合研究

基于非结构化混合网格,采用有限体积法求解了N-S方程,对流项格式为AUSM+,梯度的求解方法为加权最小二乘法,求解器采用LUSGS隐式求解方法,并进行了预处理和网格重排序。与导热方程耦合,搭建了气热耦合平台,采用直接耦合方法,交界面互相传递温度,并且采用能保证通量守恒的面积加权类的插值方式实现数据传递,将γ-Reθt两方程转捩模型应用在流场程序中。通过MARKII叶片4311和5411工况的实验结果进行了验证,结果表明采用转捩模型对压力分布的影响不大,与实验值吻合较好,通过间歇因子的分布可以看出,γ-Reθt模型成功地预测了从层流到湍流的转捩过程,在层流区采用γ-Reθt模型计算的涡粘系数与真实流动情况更加吻合,由于涡粘系数对传热的影响很大,从而有效地提高了边界层的层流区和转捩区的传热计算的精度,得到的温度和换热系数与实验值吻合更好,但是该模型是和SST模型耦合在一起的,由于SST模型的局限性,所以对激波和边界层干扰区域的模拟产生了7%左右的温度误差。     

航空电子设备直接维修成本预计方法

直接维修成本(DMC)是衡量飞机维修经济性的关键指标。整架机的DMC可以分解为各部件的DMC。介绍了航空电子设备DMC分析和控制系统,阐述了国内航电设备供应商DMC预计方面的问题,针对经验数据匮乏的问题,根据产品可靠性、维修性参数,结合航电设备的特点,提出了一种航电设备DMC预计方法。实验证明,方法不依赖于经验数据,可以较准确的预测实际DMC,适用于DMC系统运行的早期阶段。     

航空发动机叶片-机匣碰摩故障的机匣振动加速度 特征分析及验证

为了提取叶片机匣碰摩状态下的机匣振动加速度特征,利用航空发动机转子系统模型的试验器,进行了转子叶片-机匣的单点碰摩和偏摩试验,通过频谱分析和倒频谱分析方法,分析了机匣振动加速度信号的碰摩特征,结果表明:机匣振动加速度具有明显的周期冲击特征,其冲击频率为旋转频率与叶片数的积,在频谱上出现了该冲击频率及其倍频,冲击的大小受旋转频率调制,在频率上表现出冲击频率及其倍频两侧出现了以旋转频率为间隔的边频带族。从倒频谱图中可以明显看出转频及其倍频的倒频率成分,并用实际航空发动机试车数据验证了分析结果。     

一种简化的机载MIMO雷达杂波特征相消器

针对机载多输入多输出(MIMO)雷达杂波抑制问题,提出一种简化的杂波特征相消器(EC).根据杂波在空时二维平面的先验分布离线构造杂波子空间.以此替代由协方差矩阵特征值分解(EVD)得到的杂波子空间,从而将最优权简化为一个确知投影矩阵与目标信号空时二维导向矢量的乘积,避免了传统EC方法中复杂的协方差矩阵估计和EVD运算,...     

带盖板预旋系统的流动实验

通过低转速的模拟实验对涡轮盘腔的带盖板预旋系统的流动特性进行了研究。在不同的紊流参数（0.5〈λT〈0.96）和旋转比（1.03〈βp〈1.9）下测量了预旋腔和盖板腔内的压力与速度分布,得到了两个腔内的旋转比变化情况,并分析了旋转雷诺数和进出口压比对预旋喷嘴流量系数的影响。实验结果表明：在两个腔内离心升压效应明显,预旋喷嘴出口气流对预旋腔内的气流压力和速度的影响要远大于接收孔出口气流对盖板腔的影响,压比和旋转雷诺数对喷嘴流量系数有较小的影响。     

不同湍流模型对旋涡流动的数值模拟

针对某型旋流器,基于Navier-Stokes方程,湍流模型分别选择renormalization group(RNG)、κ-ε模型和Reynolds stress model(RSM)模型,采用计算流体动力学方法对旋流器内部旋流流场进行数值模拟,通过对计算结果的分析以及与试验结果的比较,进行了旋涡流动数值模拟中湍流模...     

Physical Body Impact After High Altitude Bail-out

In most of the emergency circumstances,the aircrew leaves the aircraft under unsatisfied conditions,such as too high relative velocity to the ambient air or low partial oxygen pressure.The aircrew must pass through this area as quickly as possible before opening the parachute safely,viz.,free-fall.Numerical simulations are conducted in this paper to explore the major characteris-tics of the aircrew free-fall process by using a commercial computational fluid dynamic(CFD) software,FLUENT.Coupled with the classical pressure-altitude and temperature-altitude relations,Navier-Stokes(N-S) equations for compressible flow are solved by using finite volume method.The body velocity and the attitude are predicted with six-degree of freedom(6DOF) module.The evolution of velocities,including horizontal,vertical components and angular velocity,is obtained.It is also analyzed further according to the particle kinetic theories.It is validated that the theories can predict the process qualitatively well with a modi-fied drag effect,which mainly stems from the velocity pressure.An empirical modification factor is proposed according to the fitting results.