飞机防撞灯设备改装设计

介绍了一种频闪式防撞灯改装设计的新方法,完成了具体的硬件电路设计与凋试,实现了真正的“频闪”,且发光管发光强度高。改装应用表明,新研制的产品不仅具有体积小、重量轻、长时间工作稳定可靠,抗干扰能力强的特点,而且由于内部控制电路信号传递关系简单,克服了引进产品由于机械传动关系复杂而引起的维修困难等,方便了部队技术保障人员的使用和维护,可在多型飞机上推广使用。     

航空发动机电液伺服系统机载模型监控设计

为了监控航空发动机电液伺服系统中不易通过机内测试电路诊断的异常或故障,提出一种机载模型监控方法,采用AMESim工具进行系统的建模,之后对模型进行校准、实时化和线性化处理。在对监控算法进行了设计与仿真之后,用C代码编程实现了模型监控算法,并运行于发动机电子控制器中。对某发动机燃油计量装置的试验表明:机载模型监控可以有效监测系统中因元部件性能衰减、卡滞、零偏漂移等引起的异常或故障,并能补偿电液伺服阀的零偏漂移和容错运行,避免控制功能失效或过快降级。可为航空发动机及相关领域的电液伺服系统机载模型监控设计提供参考。     

流量调节器管路系统自激振荡特性研究

流量调节器管路系统在小流量大压降工况下会出现低频自激振荡现象。为了深入认识自激振荡产生机理,结合某稳流型流量调节器及管路系统,基于流量调节器弹簧振子动力学模型开展数值仿真研究。数值仿真得出自激振荡频率为94Hz,与发动机试验结果一致。分析了流量调节器结构参数对系统稳定性的影响作用,三角形滑阀节流口能够抑制管路系统自激振荡。自激振荡产生机理是液动力随滑阀节流口型面振荡,并对管路系统形成正反馈作用,当流量调节器综合刚度系数<0时,管路系统就失稳产生振荡。某流量调节器的负载特性试验表明,随着流量调节器压降升高,管路系统稳定性变差。仿真获得的幅频特性,稳定边界与试验结果一致。     

基于大涡模拟的离心式喷嘴雾化过程研究

为实现离心式喷嘴雾化过程的精确数值仿真,探究喷嘴内部流动特性与外部液膜破碎形式,采用基于大涡模拟的仿真方法,对一种典型的四进口离心式喷嘴进行研究,仿真结果揭示了喷嘴内部相界面的振荡现象与外部液膜的破碎细节,并通过耦合流体体积法（VOF）与离散相模型（DPM）,获得液滴粒径的空间分布特征。研究结果表明：在液体填充过程中,喷嘴内的气液相界面存在波动与褶皱,形状并不稳定,内部的空气芯直径呈现正弦模式的振荡变化,喷嘴出口液膜厚度沿周向分布不均,这些因素导致出口附近的液膜表面出现扰动。在不同的进口条件下,不稳定性导致液膜表面上的扰动波形式不同。进口压力为0.3MPa时,液膜破碎由开尔文-亥姆霍兹（K-H）不稳定性产生的轴向正弦波所导致,产生沿周向分布的环形液带;在0.7MPa下,液膜表面开始出现由瑞利-泰勒（R-T）不稳定性引发的周向扰动波;随着压力增加至1.1MPa,液膜的破碎则由R-T不稳定性主导,产生沿轴向分布的液带结构,随后在气动力与表面张力的作用下破碎成液滴。二次雾化破碎后,喷嘴外部截面内的粒径呈“单谷”分布,液滴平均粒径计算结果与实验的最大相对误差为5.1%,与实验数据吻合度较高。     

某型涡轴发动机高低温起动性能试验与分析

开展了采用RP-3燃油和RP-5燃油的涡轴发动机高低温起动性能对比试验。分析了不同环境温度下转子的阻力矩和电动机扭矩的变化规律,指出了当前计算方法的局限性;对比了环境温度、燃油种类、燃油流量对发动机起动性能的影响,摸索出了该型发动机低温起动极限温度。试验结果表明:随着温度降低,滑油黏度增大,转子阻力矩增大,发动机带转转速和转子自转时间显著降低;在极限低温条件下,两种燃油对涡轴发动机起动性能影响非常大,而在高温条件下,采用上述两种燃油,发动机起动性能基本一致;该型发动机采用RP-3燃油能在-40 ℃环境下成功起动,而采用RP-5燃油,经过调油等措施最终只能在-20 ℃环境下成功起动;在一定范围内,增加燃油流量,能改善发动机采用RP-5燃油的起动能力。研究结论为同类发动机高低温试验提供了参考。      

ATR发动机燃烧室波瓣混合器张角及瓣宽比对掺混、燃烧特性的影响

为了促进空气涡轮火箭发动机燃烧室内来自压气机的空气和流经涡轮的富燃燃气的掺混、提高燃烧效率,本文基于空气涡轮火箭发动机燃烧室入口结构参数设计了波瓣混合器,并采用数值模拟方法通过调整张角及瓣宽比对波瓣结构进行优化。结果表明：1）保持外张角不变,增大波瓣内张角可以有效改善内涵燃料在燃烧室中心轴附近区域燃烧不完全的状况;2）在内、外张角相同的条件下,通过减小瓣宽b2使瓣宽比 大于1可以提升掺混及燃烧效率;3）相对于非反应流动,波瓣诱导流向涡在反应流中强度更高,沿径向向外移动的速度也更快;4）带有波瓣结构的燃烧室内,因内、外涵气流掺混造成的总压损失很小,80%以上的总压损失是由加热造成的。     

欧美翼身融合大型民机方案综述

未来航空运输市场对大型民机提出了更严苛的要求,采用翼身融合构型成为提升未来民机综合性能的重要发展方向,引起各大飞机厂商和科研院所的广泛关注。从布局变革、方案演变以及关键技术成熟度提升等多方面出发,比较详细地论述了欧美各国在翼身融合方案设计领域的探索研究工作。重点对美国N+2/N+3计划、欧盟第五框架计划中研究的多个主流方案进行分析,并对其中涉及到的系列化、应急撤离、动力集成以及气动设计等问题的研究现状进行了阐述,介绍了各方案针对上述技术问题的解决方式和思路。最后总结了翼身融合布局在未来大型民机上应用所面临的挑战,并对新构型的发展趋势以及前景进行了展望,对我国未来民机新构型方案的发展具有一定的参考价值。     

热插拔技术在机载电子设备电源系统中的应用

介绍了常用热插拔技术的基础,重点分析了在机载供电环境下的应用方案.以28 V直流母线典型应用进行了电路方案设计,通过仿真验证了方案的正确性和有效性,并成功应用于机载设备电源系统中.     

C/C-SiC复合材料致密度影响因素

利用先驱体转化法制备C/C-SiC复合材料,对试样进行微观结构分析和性能测试,研究渗硅温度、保温时间、真空度和裂解周期对C/C-SiC复合材料致密度的影响。结果表明:随着渗硅温度的升高,材料的致密度呈先加速升高后快速下降趋势;随着保温时间的延长,材料的致密度先快速升高,保持一段时间稳定后再缓慢降低;随着烧结真空度的提高,材料的致密度加速升高;随着裂解周期的增加,材料的致密度不断增大,但增速逐步降低。经过11周期的“浸渍-固化-裂解”过程后,所制备的C/C-SiC复合材料获得最大密度2.09 g/cm3、最小孔隙率7.6%,其综合力学性能最为优异:弯曲强度468 MPa、拉伸强度242 MPa、断裂韧度19.6 MPa?m1/2、维氏硬度17.2 GPa。     

前缘钝化和化学非平衡效应对斜爆震发动机进气道特性的影响

为了探究前缘钝化、化学非平衡效应对斜爆震发动机进气道的工作性能及出口温度边界层分布的影响,采用热完全气体、化学非平衡气体两种模型对不同顶板、唇口前缘钝化半径下斜爆震发动机进气道进行数值模拟,结果表明：相比基准进气道,钝化后进气道上壁面温度边界层厚度较大,下壁面温度边界层厚度较小;在化学非平衡气体模型下,顶板前缘钝化半径(R1)>2mm时进气道的顶板附近和分离区内离解反应较为明显,唇口前缘钝化半径(R2)>2mm时进气道的唇罩、唇口板附近离解反应较为明显;当钝化半径≥4mm时,两种气体模型下进气道出口总压恢复系数和静温的相对变化量绝对值大于0.5%,有必要考虑化学非平衡气体效应对进气道出口性能的影响。