能量平衡式自适应飞行控制系统的应用研究

自适应控制理论在飞机飞行控制方面的应用,国内外已有多年的研究历史,然而达到实用要求的方案为数极少。根据国内飞机飞行控制的发展需要,对能量平衡式方案进行了求实的研究,提出了实用的改进方案。通过试验和原理试飞初步证明,本方案无需试验讯号、结构简单、具有较好的调参收敛性以及基本不受输入讯号形式的影响,应用希望较大。本文扼要介绍了方案选择、设计分析,研制试验以及原理开环试飞的主要结果。重点分析了设计原理。     

斜网格修正的低速计算方法及应用

采用无坐标变换的一种有限体积法对RANS方程进行离散求解,离散方法考虑了对网格非正交情况的二阶修正,通过构造一个动量插值实现了同位网格下的压力修正算法,并发展了相应的分区算法.利用以上方法对轿车绕流和三峡坝区主流摆动问题进行了数值计算,计算结果与实验吻合较好.     

航空活塞发动机两级增压匹配方法

通过对某单级增压活塞发动机的研究,将两级增压应用于该机型,采用压气机串联、涡轮并联的布置方案,并用GT-Power对发动机进行建模.按等流量模式对两级涡轮增压进行匹配,并对地面至高空10km飞机全飞行高度的运行工况进行了预测.对废气放气阀调节流量进行了计算.结果显示涡轮和压气机在全高度都运行在高效率区内,为两级增压系统的研制提供了良好的基础.      

乘波前体两侧高超声速内收缩进气道一体化设计

为了探索两侧进气系统的流场结构及气动性能,采用吻切锥乘波前体、压升规律可控的一种高超声速内收缩进气道设计了两侧进气布局的高超声速飞行器一体化进气系统,并进行了数值模拟,研究了进气系统的流场结构、速度特性、攻角特性以及侧滑角特性等。结果表明,设计点前体外流场和进气道内流场相互独立,接力点前体前缘激波和进气道前缘激波相互耦合。由于未吞入前体附面层,因而进气道内激波附面层相互作用较弱,没有产生分离;随来流马赫数增大,进气道总压恢复系数减小,增压比增大显著,升阻比几乎不变;随攻角增大,流量系数增大明显,总压恢复系数略有减小,增压比增大明显,升阻比逐渐增大;随侧滑角增大,进气道总体性能逐渐减小,迎风侧进气道性能下降较小,背风侧进气道性能下降明显。     

凹腔火焰稳定器组件界面的适配性研究

为研究超燃发动机凹腔火焰稳定器组件中陶瓷导流块与稳定器壳体的连接可靠性,针对来流马赫数6.0,总温1660K,总压2.5MPa的来流,计算了整个燃烧室的内表面温度分布。以此为输入条件,以凹腔火焰稳定器子结构为研究对象,并通过热传导分析计算得到凹腔火焰稳定器的体温度。对凹腔火焰稳定器进行了应力-应变分析,计算中特别考虑了碳化硅复合材料与陶瓷导流块的拉伸与压缩弹性模量不等这一特性。在全粘接情况下,从分析结果可以看出,由于导流块热膨胀系数高于稳定器壳体热膨胀系数,导流块将承受较大的压应力。在两者的粘接区端部均有较高的剪切应力及拉伸或压缩正应力,二者适配性较差。为了改善粘接区端部的应力集中问题,给出了中部粘接的连接方式。计算结果显示,粘接区域端部的正应力和切应力分别减小了78%以上和60%以上,此连接方式可较好地改善初始连接方式造成的稳定器壳体与导流块间的连接适配性差的问题。     

紫铜的搅拌摩擦焊接头组织与电学性能测试

本文对T2紫铜的搅拌摩擦焊工艺进行了试验研究，对接头组织和性能等进行了初步分析。试验结果表明，当焊接规范合适时，用搅拌摩擦焊方法焊接6mm厚的T2紫铜板，可得到成形美观、内部无缺陷、几乎不变形的平板对接接头。接头的力学性能试验表明，搅拌摩擦焊接头的抗拉强度可达母材的90％；电学性能试验表明，搅拌摩擦焊接头的电阻率与母材基本相当。     

高超进气道自适应泄压槽的设计参数分析

采用自适应泄压控制技术解决宽范围定几何高超进气道低马赫数下自起动问题,利用数值仿真对一种采用自适应泄压控制的高性能二元高超进气道单个自适应泄压槽的位置、角度、有效流通面积等主要设计参数对泄漏量以及进气道总体性能的影响规律开展了研究.结果表明:泄压槽参数变化对基准进气道总体性能影响较小,总压恢复系数在2%范围内变化.位于唇口激波反射点下游的槽的泄漏量较大且随开槽角度的增加而减小,随有效流通面积的增加成线性增加;相同条件下,自适应泄压槽的泄漏量只有常规顺向放气槽的50%;随来流马赫数升高,自适应泄压槽的漏气量明显减小,高马赫数下接近气动自封闭状态.      

浅析基于CAA的CATIA二次开发

概括介绍了CATIA的客户化定制工具、CAA C++二次开发及其开发环境RADE,运用CAA的CATIA二次开发技术实现了CATIA产品结构树的遍历,零部件父子装配关系的提取及零部件属性信息的提取。     

电动汽车动力电池生热模型和散热特性

结合Bernardi生热速率模型建立了单体电池正极片集流体、负极片集流体和电池极板的热耦合模型以及成组电池传热模型;利用Fluent软件仿真分析了自然通风环境中LiFePO₄单体电池的生热特性,模拟了强制空气对流冷却条件下成组电池的生热和散热特性,分析了电池箱出风口位置对电池温度的影响;计算了不同放电倍率下电池组温度变化.计算结果表明:动力电池恒流放电末期,正、负极片的电流密度最大值出现在极耳处,正、负极耳温度高于极板温度,且正极耳温度大于负极耳温度;强制冷却条件下成组电池热特性满足安全工作温度要求;电池箱出风口位置直接影响冷却空气速度场和电池组温度场分布,出风口设置在电池箱下部有助于改善其热状态一致性.对特征点温度监控数据与仿真结果的误差小于5%,能够满足工程需要.      

中国民用飞机燃油测量系统发展趋势

介绍了现代飞机燃油管理系统的国内外发展现状,民用飞机燃油系统的组成和燃油系统的基本工作原理。论述了研制高精度测量传感器是决定系统测量精度的最直接因素,以及新型传感器和电子技术对提高与完善燃油测量系统的精度、可靠性等方面所起的作用,同时展望了飞机燃油系统的发展方向,指出数字化方向是燃油测量技术发展的必然趋势。