数理统计在机载设备延寿中的应用

介绍了利用数理统计分析开展机载设备寿命分布和故障水平研究的常用方法和步骤，并结合某型多功能显示器的延寿进行了应用分析。     

基于工作过程的《机械制造技术》理实一体化教学研究与应用

提出了基于工作过程《机械制造技术》课程的理实一体化教学新思路及具体实施方案,并通过应用实例证明理实一体化教学相对传统教学方法的优越性。     

壁面辐射平衡DSMC方法及其在双锥构型中应用

临近空间高超声速飞行器在高空长时间飞行,受气流加热影响,飞行器表面温度显著升高,依赖地面试验和传统DSMC仿真预测的热流值明显高于飞行观测值,导致飞行器防热系统的保守设计.本文发展了一种基于壁面辐射平衡的DSMC边界模型,通过热流值反算辐射平衡壁面温度,并以此温度作为下一个时间步DSMC计算的边界条件,迭代更新至给出壁面温度的收敛值.基于该温度边界条件,开发了适用于轴对称构型的DSMC求解器,并以钝锥构型对计算模型和求解器进行了验证.重点针对激波风洞试验条件下的双锥构型,开展数值模拟研究,结果表明:该构型恒温冷壁条件得到的壁面压力分布和热流与风洞试验结果吻合,两种温度条件下的压力峰值差异约为15.4％,但是整体气动力特性差异仅约为0.33％;相对于冷壁,辐射平衡计算得到的前缘处热流峰值降低约50％,再附点处的热流峰值降低约三分之二;两种条件相结合,可以给出壁面热流的预测范围.     

民机机头复合材料风挡结构鸟撞分析

在鸟体撞击风挡结构过程中,鸟体与风挡结构撞击相对速度很大,呈现出流体特性,属于典型的流固耦合瞬态冲击动力学问题。首先针对文献中的鸟撞铝板试验采用任意的拉格朗日-欧拉(ALE)流固耦合方法进行了分析,对计算方法与鸟体模型进行了验证。然后建立了包括风挡玻璃、风挡骨架以及蒙皮在内的民机全尺寸风挡结构抗鸟撞动响应分析的有限元模型,进行了鸟撞数值模拟,其中风挡骨架与蒙皮采用复合材料。全尺寸的复合材料风挡骨架目前还没有应用到民机上,因此,对复合材料风挡结构的研究是很有意义的。     

基于格子Boltzmann方法的可压缩翼型绕流模拟

采用能够恢复可压缩Navier-Stokes方程的耦合双分布(DDF)格子Boltzmann方法(LBM)模拟了贴体网格下的NACA0012翼型绕流.首先在Ma＝0.5,α＝0.0,Re＝5 000状态下通过模拟低雷诺数流动检验了该方法;然后分别在Ma＝0.5,0.85和1.2,α＝-0.05,1.0和0.0状态下进行了模拟,并在Ma＝0.85时通过加密网格得到了更好的结果.为了避免转捩问题采用了无粘边界条件进行模拟,但得到的压力系数与实验结果吻合良好,证明了该方法的可靠性并显示了其模拟可压缩的潜力.该方法在翼型绕流上的应用为湍流流动的数值模拟提供了基础.     

基于改进的速度同步控制的电液负载模拟器

对地面半实物加载仿真实验中存在的"多余力"问题进行分析和研究。首先建立了电液加载系统的数学模型,提出"多余力干扰系数"的概念,并给出定义方法。利用多余力干扰系数对多余力"成分"进行定量分析,理论分析传统"速度同步控制"抑制多余力的机理以及存在的问题,并提出了改进方法。在传统"速度同步控制"的基础上,提出利用舵机和加载系统的速度差对"多余力"进行二次抑制。实验结果验证了改进方案的有效性。基于改进方法,电液负载模拟器取得了理想的动态加载效果,"多余力"抑制能力较传统的"速度同步控制"方法提高了25%以上。     

容差分析在航空机载设备修理中的应用

依据机载设备修理中参数容差确定的实际需求,提出了机载设备修理中常用的容差分析方法,对某型飞机高精度稳压电路容差进行了分析确定.     

Initial virtual flight test for a dynamically similar aircraft model with control augmentation system

To satisfy the validation requirements of flight control law for advanced aircraft,a wind tunnel based virtual flight testing has been implemented in a low speed wind tunnel.A 3-degree-offreedom gimbal,ventrally installed in the model,was used in conjunction with an actively controlled dynamically similar model of aircraft,which was equipped with the inertial measurement unit,attitude and heading reference system,embedded computer and servo-actuators.The model,which could be rotated around its center of gravity freely by the aerodynamic moments,together with the flow field,operator and real time control system made up the closed-loop testing circuit.The model is statically unstable in longitudinal direction,and it can fly stably in wind tunnel with the function of control augmentation of the flight control laws.The experimental results indicate that the model responds well to the operator's instructions.The response of the model in the tests shows reasonable agreement with the simulation results.The difference of response of angle of attack is less than 0.5°.The effect of stability augmentation and attitude control law was validated in the test,meanwhile the feasibility of virtual flight test technique treated as preliminary evaluation tool for advanced flight vehicle configuration research was also verified.     

高雷诺数下的翼型绕流LBM数值模拟

采用格子Boltzmann方法(LBM)的二维9速度(D2Q9)模型和贴体网格,通过引入非均匀网格插值方法和非平衡态外推边界处理,分别结合Baldwin-Lomax(B-L)湍流模型和Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型,对高雷诺数Re≥5×105下的NACA0012翼型绕流进行了数值模拟和对比研究,两者的结果与CFL3D的结果和实验结果均吻合的很好,相比之下,采用S-A模型能更好地预测失速迎角,其处理分离流动的能力要强于B-L模型。改进后的LBM适用于非均匀贴体网格,曲边边界,计算简单,并可应用于更复杂的高雷诺数流动中。     

水平风洞中开展飞机尾旋特性研究的理论分析

以某飞机尾旋特性为例,在水平风洞中利用具有3自由度的模型支撑装置开展飞机尾旋特性研究并进行理论分析;将基于3自由度装置的建模仿真结果与传统的6自由度飞行仿真、立式风洞尾旋试验结果进行对比,结果显示,三者具有较好的一致性;利用3自由度支撑装置开展飞机尾旋特性研究还可获得飞机尾旋进入和发展阶段的运动参数,可实现尾旋进入、发展及改出的全过程模拟。同时,研究了支撑装置曲杆惯量、机构摩擦和质心偏离等因素对飞机尾旋特性试验结果的影响,结果表明在曲杆及飞机模型设计时,需严格控制曲杆惯量和质心偏移,机构摩擦对试验结果的影响不大。