高超声速飞行器多层复杂热防护结构气-固耦合快速热分析方法

为了实现高超声速飞行器多种复杂结构热防护系统的气-固耦合快速热分析,采用热网络法建立非稳态等效一维传热模型;对于具有弧度的热防护结构,提出了驻点和翼前缘热阻等效计算方法,并给出了修正计算公式;结合气动热环境工程算法,实现了对任意多层复杂防热结构外部气动加热与内部结构传热的快速耦合分析。分别对钝锥气动加热和高超声速二维圆管气-固耦合传热问题进行了模拟,得到了与实验符合较好的结果,且计算效率很高;并对Micro-X验证机的全过程进行了耦合热分析,结果表明多层防热结构具有很好的防热效果,显著降低了结构内部温度。和传统耦合算法相比,此算法可快速有效地分析模拟气-固耦合问题,满足高超声速飞行器热防护系统初始设计阶段的使用要求。     

海上抢险救助 飞行行业管理问题初探

海上抢险救助飞行是一个国家社会经济发展到一定阶段才产生的特殊航空活动，它与船舶救助一起构成了海上抢险救助的立体网络体系，它对于有效实施海上抢险救助具有重大意义。但是，作为一种特殊航空活动，我国目前的民航法律体系中并没有关于它的任何特别规则，因此，根据依法行政的原则，民航行政机关在实施行业管理时面临着无法可依的局面；同时，由于我国对民用航空活动一直实施严格管制的措施，海上抢险救助飞行的发展面临着诸多政策、     

齿轮时变系统对扭矩激励的响应

在考虑齿轮时变啮合刚度、啮合阻尼和输入、输出扭矩波动的情况下,建立了具有周期性时变系数的齿轮系统线性动力学方程,用A算符方法(AOM)求出了该动力学系统的近似解析解。根据计算结果,A算符方法(AOM)克服了谐波平衡法的缺点,能够得到系统响应的所有频率成分,计算精度更高;与数值法相比,可取较大步长,省时间,效率高;系统受到内部或外部激励时,响应中含有同频、倍频、差频及和频成分。      

空间聚四氟乙烯的真空紫外辐射及其与原子氧的复合效应研究

聚四氟乙烯是航天器上常用的一种聚合物材料。在空间环境效应地面模拟试验设备中 ,对这种材料开展了真空紫外辐射、真空紫外辐射与原子氧复合效应的试验研究 ,总结和分析了试验前后试样外观、质量、光学参数和表面成分等方面的变化规律 ,并对真空紫外辐射及其与原子氧复合作用的过程和反应机理做了初步的分析。得出结论 :真空紫外辐射作用下试样表面积累了碳而发生暗化 ,原子氧又将其漂白 ,这两种因素的复合作用 ,可能会使Teflon材料产生更为严重的剥蚀。     

泛函级数在导弹主翼振动分析上的应用

为了研究突风载荷对导弹主翼的垂直振动及俯仰倾角的影响,提出了对非线性动态系统做建模研究的Voherra泛函方法的任意高阶核估计方法.该方法在核理论基础上,构造线性空间,将求解Volterra泛函各阶核的问题转化为求输出观测向量在希尔伯特空间子空间上的分量,利用线性空间中向量内积的求解而间接辨识出复杂的非线性动态系统.相对于其他在时域或频域估计Volterra核的理论,该方法数学基础清晰、计算量不随辨识精度增高而增加、能够对任意高阶核进行估计,可对强非线性动态系统进行辨识,回避了计算量很大的计算流体力学(CFD).虽然对模型的喂给数据量有一定要求,但与随机和伪随机信号的随机响应法、Lee-Schetzen法和其他的统计量辨识方法比较,不需要对喂给数据量和概率分布有太高要求.通过该方法辨识出来的各阶核,可以立即得到系统的一阶幅相频响应和各阶广义频率响应.在NACA64-008A翼型加载线性扫频调幅拉伸力,将系统响应与辨识模型响应及Ijee-Schetzen法在不同喂给数据量下辨识结果做了对比和说明.     

复合材料界面对其断裂过程影响的有限元研究

采用了有限元方法研究了裂纹在陶瓷基复合材料中扩展和偏转过程,探讨了界面对陶瓷基复合材料失效模式的影响.采用的界面模型考虑界面的分离势和基体与纤维间的摩擦.结果表明,在界面结合强度一定的条件下,随着基体弹性模量的不断增大,材料的断裂功也随之增大,材料的韧性和抗热震性能也就随之提高.     

微晶钛合金薄板粉末包埋渗铝及铝硅共渗研究

采用粉末包埋法对电子束物理气相(EB- PVD)制备钛合金薄板在620℃分别进行6h渗铝及铝硅共渗,采用XRD、SEM等对EB- PVD制备钛合金薄板显微组织以及粉末包埋法渗铝及Al- Si共渗后的钛合金薄板显微组织结构进行研究.结果表明,微晶合金可以在620℃实现渗铝和铝硅共渗.渗铝层的相结构主要为Al3 Ti相,但由于渗层Al3 Ti相为脆性相,在渗后冷却过程中热应力的作用下,易产生裂纹.铝硅共渗层的相结构主要为Al3 Ti和Ti5 Si3相,由于Si存在渗层中,渗层中不存在裂纹.     

航空发动机组态建模技术研究

基于组态的方法设计了航空发动机部件模型库、仿真实时数据库以及前台组态系统和后台运行管理系统,构建航空发动机组态建模平台,并在此平台上实现了多种结构发动机模型的稳态仿真和瞬态仿真,其结果达到了一定精度,验证了航空发动机组态建模技术的可用性.      

论加速可靠性增长试验(Ⅳ)分组数据的数值方法

基于Arrhenius-幂律模型，给出了分析恒定应力加速可靠性增长试验（CSARGT）分组数据的数值方法，它们包括对CSARGT四项基本假定的统计检验，在诸加速应力水平Si下幂律模型参数与MTBF的极大似然估计（MLE）与区间估计，加速方和系数的最佳线性一无偏估计（BLUE），加速系数与正常应力水平S0下折算的MTBF的区间估计，并用数值例说明了这些方法。     

弹用涡喷发动机燃烧室出口温度场试验与分析

介绍了弹用涡喷发动机燃烧室部件试验，对试验结果进行了全面的分析，指出燃烧室模拟试验与发动机实际工况之间的差别，产生差别的原因以及试验修正的方法。通过试验数据的分析与处理给出了某弹用涡喷发动机燃烧室出口向温度分布、出口温度场和无因次温度场，分析结论可用于弹用涡喷发动机燃烧室出口温度场预测和涡轮导向器叶片热设计。