低速风洞推力矢量试验技术研究

介绍了中国航天空气动力技术研究院FD-09低速风洞利用YF-16标模作为研究对象开发的一种推力矢量试验系统,系统利用中压气源提供的最大2.0MPa压缩空气,通过通气管路和推力矢量管道由模型尾喷管排出,用于模拟飞机喷流对全机气动特性的影响。推力矢量试验系统充分利用现有的大迎角机构预弯支杆作为模型支撑装置和引气管路,使同一次车次的试验迎角范围能够达到-6°~90°,同时极大降低管路压力损失,使得喷口最大落压比NPR超过5,并且能够实现模型腹部支撑和背部支撑两种形式的相互转换。试验采用六分量常规测力天平和推力矢量传感器以及总压传感器等,测量得到了推力矢量喷流对全机气动性能的影响以及喷管的气动性能。主要介绍整个系统布局、推力矢量管路的优化设计、测试设备以及两套喷管的典型试验结果。推力矢量试验系统在经过支撑干扰修正、喷流状态下传感器校准、压力管路化等方面做进一步的深入研究之后,将形成试验能力。     

飞机压力加油仿真计算研究

对飞机地面压力加油系统进行了仿真计算研究,详细阐述了建模理论基础和方法,并以某型飞机为例进行了建模仿真,对全机加满油时间和管路的最大流速进行了计算。通过地面压力加油试验进行验证,压力加满油时间基本一致,本文的仿真计算为改进压力加油系统设计提供了参考。     

CFM56系列发动机高压涡轮面向维修的设计改进分析

分析了主动间隙控制活门漏油、高压涡轮叶片榫头裂纹、高压涡轮叶片腐蚀和高压涡轮冷却部件堵塞等四个典型故障的解决方法,总结出高压涡轮主动间隙控制系统、高压涡轮叶片、高压涡轮导向器及高压涡轮罩环的设计改进措施,为我国设计出维修性好和性能高的大涵道比涡扇发动机的高压涡轮提供了参考。     

HiLiftPW-3高升力构型数值模拟

基于雷诺平均Navier-Stokes方程和拼接网格技术，采用MUSCL-Roe格式和Spalart-Almaras一方程湍流模型，对第3届高升力构型性能预测会议提供的两组高升力标模进行了数值模拟，主要目的是确认本文计算方法模拟复杂高升力构型的能力。研究内容主要包括高升力构型网格生成技术、网格收敛性研究及气动特性数值模拟。通过与JAXA （Japan Aerospace eXploration Agency）提供的测压、测力试验结果的对比分析，表明，在失速迎角之前，数值模拟得到的气动力系数和压力分布均与试验结果吻合；较好地模拟了局部外形变化引起的气动特性差量。本文建立的数值模拟方法对典型运输机三段翼布局的低速问题具有良好的适用性，可以为大飞机低速构型的气动设计及评估提供技术支撑。     

边界层抽吸和脉动反压作用下隔离段内流动特性研究

为了解上游边界层抽吸控制和下游周期脉动反压作用下隔离段内流动特性,采用非定常数值模拟和理论分析相结合的方法,对来流Ma=2情况下的隔离段内激波串动态演化特性、激波串形态结构变化以及激波串演化迟滞现象进行了研究。结果表明,在脉动反压和边界层抽吸作用下,激波串在上游抽吸狭缝与下游隔离段出口之间周期振荡,振荡频率与脉动反压一致。在振荡过程中,首道激波串形态在规则反射与马赫反射以及马赫反射与弧形激波(包含正激波)之间相互转换。边界层抽吸将激波串固定在抽吸狭缝位置,有效提高了隔离段抗反压性能,脉动频率越大,可承受的瞬态反压峰值越大。在一个振荡周期内,激波串向上移动速度较向下移动更快,且在上下移动过程中形态变化存在迟滞现象。     

基于中值滤波和参考点的风洞压敏涂料试验图像处理技术

提出了一种结合图像中值滤波和试件参考点的风洞压敏涂料（PSP）试验图像数据处理方法。与通常用校准箱获取校准曲线进而得到PSP试验试件表面压力或压力系数（Cp）的方法不同，该方法通过空心中值滤波技术恢复PSP光强比图像中测压孔处的光强比数据，结合若干参考点处常规测压技术实测所得Cp值，获得Cp值和PSP图像光强比数据的关系曲线，进而得到整个试件表面的Cp值数据，该方法获得的数据结合了风洞试验诸多因素对试验结果的影响。利用MATLAB对PSP技术试验图像数据进行了处理，并将PSP方法获得的Cp值与常规测压方法获得的Cp值进行了比较，得到的结果显示，笔者采用的方法获得的Cp值与常规测压方法获得的Cp值吻合较好。该方法为PSP图像数据的处理提供了一种新的方法，具有较大的发展潜力和应用价值。     

双组元统一推进系统气路稳定性分析

在建立双组元统一推进气路系统数学模型的基础上,对气路系统从启动到额定工况的工作过程进行数学仿真,证明在理想气体绝热流动的假设下,气路系统在稳态点附近的温度变化很小.通过建立气路系统的状态空间模型,得到了主要结构参数对于气路系统稳定性的影响规律.提出了改善减压阀和气路系统稳定性的主要措施.     

Finite element analysis of an inflatable torus considering air mass structural element

Inflatable structures, also known as gossamer structures, are at high boom in the current space technology due to their low mass and compact size comparing to the traditional spacecraft designing. Internal pressure becomes the major source of strength and rigidity, essentially stiffen the structure. However, inflatable space based membrane structure are at high risk to the vibration disturbance due to their low structural stiffness and material damping. Hence, the vibration modes of the structure should be known to a high degree of accuracy in order to provide better control authority. In the past, most of the studies conducted on the vibration analysis of gossamer structures used inaccurate or approximate theories in modeling the internal pressure. The toroidal shaped structure is one of the important key element in space application, helps to support the reflector in space application. This paper discusses the finite-element analysis of an inflated torus. The eigen-frequencies are obtained via three-dimensional small-strain elasticity theory, based on extremum energy principle. The two finite-element model (model-1 and model-2) have cases have been generated using a commercial finite-element package. The structure model-1 with shell element and model-2 with the combination of the mass of enclosed fluid (air) added to the shell elements have been taken for the study. The model-1 is computed with present analytical approach to understand the convergence rate and the accuracy. The convergence study is made available for the symmetric modes and anti-symmetric modes about the centroidal-axis plane, meeting the eigen-frequencies of an inflatable torus with the circular cross section. The structural model-2 is introduced with air mass element and analyzed its eigen-frequency with different aspect ratio and mode shape response using in-plane and out-plane loading condition are studied.     

工艺偏差对压阻式硅微压力传感器性能的影响

工艺实践表明,采用体硅湿法刻蚀工艺加工压阻式微型压力传感器时,敏感膜片会存在厚度偏差,电阻条偏离应力最大区域导致位置偏差,电阻条偏离期望的[110]晶向造成角向偏差.结合工艺实验并借助有限元法分析了上述几种主要工艺偏差对灵敏度、线性度等性能的影响.研究表明,2μm的厚度偏差会使灵敏度下降大约10%,线性度会明显下降;位置偏差会使敏感元件偏离应力最大区域而降低灵敏度:5°的电阻条角向偏差会使灵敏度下降大约3%.相关研究可为最大程度减小工艺偏差的影响提供参考依据.     

某型飞机护板作动筒自动开锁故障分析及改进

针对某型飞机护板在飞行中自动打开的故障,对护板收放作动筒工作原理、结构组成进行了研究,在开锁试验验证和故障件分解检查后,确定了作动筒自动开锁的原因是由于弹簧力过小,使得作动筒开锁压力小于瞬时回油压力所致.通过改进作动筒内部零件弹簧的安装方式,增大了开锁压力,提高了开锁压力的稳定性,排除了故障,为飞机飞行安全提供了保障.