热沉结构设计中关键因素的仿真研究

文章以某环境模拟试验舱的热沉结构为原型,运用数值模拟软件FLOWMASTER对热沉结构进行仿真计算,研究了单片热沉中支管群的流量和温度分配规律,计算流体在热沉片内流动产生的压力损失,分析讨论了汇总管、支管、支管间距、热负荷等几个因素对热沉结构设计的影响规律,最后提出设计热沉结构时的原则和方法。     

多通道控制／检测操纵台

本操纵台可以对６４个通道或号位的综合参数,如温度、压力、温度、物位、流量等刊物民检测,它具有两种功能;（１）对６４个地点的进行自动巡回控制／检测;（２）可随意对任意地的参数进行优化控制／检测。     

基于少量数据确定航空发动机涡轮叶片的寿命分布

通过分析第一级高压涡轮转子(HPT-1)叶片现场故障数据,综合考虑影响HPT-1叶片寿命的因素、故障模式、维修情况等,建立三维数学模型,通过降维处理得出HPT-1叶片寿命分布柱状图,使用最小二乘法减少所拟合的威布尔寿命分布曲线与柱状图之间的误差。为处理现场数据提供一种切实可行的方法,且为航空公司维修管理部门安排HPT-1叶片维修操作提供依据,对减少飞机停机时间、提高航空公司运作效益有着重要的意义。     

结构刚度对翼根螺栓组载荷分布的影响

 由于静不定结构中载荷按刚度分配,对于机翼翼根采用螺栓组连接的结构,其连接螺栓承受的载荷会随结构刚度变化。为考察螺栓载荷随结构刚度的分布特点,结合某新型地效飞行器的机翼结构分析工作,在PATRAN/NASTRAN环境下对该机在翼根附近的主要结构进行了有限元建模。主要研究了因机翼剖面形状导致翼根各处刚度不一致而对螺栓载荷分配造成的影响。另外,考虑到中央翼的桁条对提高其支持刚度也会起到一定作用,因此,比较了中央翼带桁条与不带桁条两种情况下螺栓的受力特性。通过局部模型的有限元分析,总结出一些螺栓载荷的变化规律。得出的结论对于类似的地效飞行器或轻型飞机翼根连接设计具有一定参考价值。     

高超飞行器表面热效应地面模拟实验研究

文章深入分析高超飞行器与临近空间大气相互作用的基本物理过程,激波加热及粒子碰撞产生等离子体的物理机制,并利用磁热屏蔽效应在高超飞行器模拟器与高速定向流间建立磁化等离子体鞘层,大幅降低中性激波气体向飞行器的能流传递,从而为高超飞行器提供有效的热防护作用。通过两次比对实验验证了磁热屏蔽效应的有效性及工程实施的可行性,为今后研制高韧性、超轻质、可重复使用热防护复合材料提供了实验数据,奠定了技术基础。实验中利用层流等离子体源作为高能流密度热源是热防护实验装备上的创新,层流等离子体源能流截面大、能流密度高,可以针对高超飞行器表面热效应进行全尺寸的模拟实验。     

基于多传感器组合的高转速弹体姿态测试

针对以往三轴磁传感器和加速度计组合测量高转速弹体姿态的不足,提出了一种新的姿态测量方案。该方案由两个磁传感器和两个加速度计以特定的方式安装及相应的解算方法组成。说明了传感器的布阵方式,并给出了弹体姿态解算的数学模型和解算方法。该解算方法包括Magsonde Window和最值之比的证明以及姿态角解算的理论分析,最后对此方案进行了建模与仿真。仿真结果表明,解算的姿态角与真实姿态角相符。     

拉力试验机数据采集与处理系统

本文提出了如何解决机械式拉力试验机存在的问题的方法，介绍了单片机数据采集，处理系统的软硬件，对一些关键问题给出了比较详细的介绍。     

成组技术中计算机辅助零件分类方法的探讨

成组技术是有效实现CAD/CAM的基础之一,是提高多品种、中小批量生产水平的重要手段。本文提出了在成组技术中应用模糊数学理论进行计算机辅助零件分类的新方法,并对回转零件进行了分类试验,取得了满意的结果。采用这种方法,不需要对零件进行编码,可以对零件相似性进行定量分析,使得零件分类更具有柔性,为成组技术中零件分类提供了新的方法。     

经纬仪检定装置校准方法的研究

本文在分析经纬仪检定装置产生使用现状的基础上,提出了校准项目及校准方法,适用于多目标装置和多齿台装置的校准。     

SQP方法在航空发动机加速过程控制中的应用研究

本文研究了采用非线性规划方法中的序列二次规划最优化方法解决涡轮风扇发动机加速过程的最优控制问题。在研究中,考虑了发动机加速过程中的压气机喘振边界、涡轮最高温度限制、转子最高转速限制、燃烧富油熄火限制等各种约束条件,以及执行机构的惯性、延迟等机械特性。仿真结果表明:应用序列二次规划法进行加速最优控制是可行的,发动机在加速过程中能准确地沿着各约束边界进行加速,从而充分发挥了发动机的潜力,大大地改善了发动机的加速性。