气动加热与热响应耦合分析及试验研究

文章介绍了Ma（马赫数）＜6的飞行器典型部位的气动加热与热响应耦合分析及试验验证技术。气动加热计算模块采用的是工程算法,同时将其集成到自主开发的结构有限元三维温度场计算ASTSA软件平台上,实现了气动加热与热响应耦合分析功能。在结构地面热试验方面,成功研发了全方程热流密度PLC控制热模拟试验系统,并利用该系统进行了高速飞行器结构气动加热与热响应耦合地面模拟试验。试验与数值分析的结果对比显示,二者吻合较好,验证了本数值分析方法的正确性。     

FGH97缺口试样基于黏塑性本构的弹塑性响应分析

针对缺口试样在高温条件下局部区域应力应变难于测量的问题,基于光滑试样材料力学性能试验,优化得到550℃粉末高温合金FGH97的Chaboche黏塑性统一本构方程参数,并将其应用到FGH97缺口试样单调拉伸及循环加载弹塑性有限元分析中.研究结果表明:①缺口局部区域进入塑性后其应力分布与弹性条件明显不同,随应力增大,最大应力位置向内移动;②在循环载荷条件下,随着循环数的增加,缺口平分线上应力/应变范围变化不大,缺口根部塑性区域出现明显平均应力松弛,并逐渐趋于稳定,导致缺口根部循环载荷比不同于外部施加载荷;③缺口根部塑性区域逐渐增大,但增大的幅度逐渐降低.该研究可为进一步分析缺口构件疲劳寿命影响因素提供支持.      

3-P4R并联打磨机器人的误差分析

提出了采用D-H法对3-P4R并联打磨机器人进行位置分析,通过对反解方程进行微分,建立原始误差存在于三条支链的误差模型,然后采用Matlab进行数值仿真的新思想,该算法的可行性已被初步的试验证实。主要是对三条支链的杆长误差进行分析,为后续的误差补偿奠定理论基础。     

某型直升机发动机尾喷管前转接段模态分析

某型直升机发动机出现的尾喷管裂纹故障主要发生在尾喷管前转接段焊缝周围。为分析故障原因,文章建立了该型发动机尾喷管结构的计算模型。对该型喷管整体结构进行了自由振动和模态分析,获得了该喷管模型的多阶自振频率和模态。将有限元分析结果和实验结果对比表明,两者所得的固有频率吻合性较好。     

跨声速压气机转子失速过程的实验

针对一台跨声速压气机转子在不同转速下的失速过程进行了稳态和动态实验研究.通过对原始信号、小波分析结果以及FFT(fast Fourier transform)变换结果的分析得到,该压气机转子在3个不同转速时均为突跃型全叶高失速,流场中存在一个失速团,失速团沿周向的传播方向与转子转动方向相同,其相对静止坐标系的量纲一转速随转子转速的增大而减小,对这一规律产生的原因进行了分析.      

综合模块化航空电子系统节能分层调度的设计(英文)

近年来,综合模块化航空电子(Integrated Modular Avionics,IMA)构架逐渐流行,并通过引入资源分区的概念取代了传统的联合式系统构架。研究了IMA构架下分层调度的设计问题。调度模型通过强时间分区,使多个强实时应用方便地集成在一个单处理器平台。推导出分区周期、分区系数以及可调度性在实时条件下的数学关系,并提出了分区参数的优化算法。考虑具有任意时限的实时任务模型,提高了算法的通用性。在分层调度的基础上,通过有效利用松弛时间,提出一种能量优化方法,进一步减少了飞行器上嵌入式系统的能耗。实验结果表明,本文提出的系统设计方法在保证硬实时需求的基础上,有效的降低能耗达 14%。     

Modeling and Optimal Design of 3 Degrees of Freedom Helmholtz Resonator in Hydraulic System

Three degrees of freedom (3-DOF) Helmholtz resonator which consists of three cylindrical necks and cavities connected in series (neck-cavity-neck-cavity-neck-cavity) is suitable to reduce flow pulsation in hydraulic system. A novel lumped parameter model (LPM) of 3-DOF Helmholtz resonator in hydraulic system is developed which considers the viscous friction loss of hydraulic fluid in the necks. Applying the Newton’s second law of motion to the equivalent mechanical model of the resonator, closed-form expression of transmission loss and resonance frequency is presented. Based on the LPM, an optimal design method which employs rotate vector optimization method (RVOM) is proposed. The purpose of the optimal design is to search the resonator’s unknown parameters so that its resonance frequencies can coincide with the pump-induced flow pulsation harmonics respectively. The optimal design method is realized to design 3-DOF Helmholtz resonator for a certain type of aviation piston pump hydraulic system. The optimization result shows the feasibility of this method, and the simulation under optimum parameters reveals that the LPM can get the same precision as transfer matrix method (TMM).     

民用飞机气动工程估算软件设计与开发

工程估算是飞机概念设计阶段常用的气动力计算方法,其计算效率高,并且满足飞机概念设计的精度要求。工程估算过程涉及大量的图表查阅与数据插值,传统的手动计算存在工作量与人为误差较大的缺点。针对上述问题,在已有工程估算方法的基础上,搭建了气动工程估算数据库,提出了软件的系统架构与组成,设计并开发了基于民用飞机的气动估算软件。软件具有良好图形用户界面,提供了多种输入方式与自动多维插值算法,与手动计算相比,减少了计算工作量,提高了计算效率和精度。以某大型民用飞机为对象,利用软件进行气动工程估算,并与算例的计算流体力学法(CFD)结果进行比较。结果表明:二者结果基本相符,而且计算成本远低于CFD方法。这体现了软件在民机概念设计阶段具有较高的工程实用性。     

二次气射流角对涡轮叶问燃烧室的影响研究

为研究二次气射流角对涡轮叶间燃烧室的影响,设计了3种带有不同二次气射流角的涡轮叶间燃烧室模型,利用FLUENT软件的Realizablek-8湍流模型、PDF燃烧模型、D0辐射模型和离散相模型对燃烧室的流动和燃烧进行数值模拟。结果表明：涡轮叶间燃烧室具有高效率（99.2％）的特点,增大二次气射流角可使切向动量分量增加、油滴蒸发变慢、出口温度场分布不均匀、总压损失增加。     

迭代制导情况下姿态控制系统稳定性分析方法研究

为了提高火箭的入轨精度和轨道适应能力,我国在新一代运载火箭末级中采用了迭代制导技术,俯仰、偏航程序角根据火箭运动状态和目标轨道参数实时变化,目前工程设计中仍按照固定程序角方式开展稳定性分析。本文推导出迭代制导程序角与火箭速度、位置之间的线性关系式,在国内首次提出了迭代制导情况下的稳定性分析方法,并以新一代运载火箭为例进行了实例计算,结果表明此分析方法正确、可行,具有一定的参考价值。