部件性能非确定性对涡轴发动机性能影响量化方法研究

航空发动机各部件性能非确定性的累积叠加会导致发动机总体性能的非确定性。建立了基于蒙特卡洛概率设计方法的非确定性涡轴发动机数学模型,用以量化发动机各部件性能的非确定性对发动机性能的影响。结果表明:各部件性能按正态分布进行非确定性变化时对发动机性能有明显影响,与发动机确定性模型所计算的性能100%达标相比,输出功率的达标概率为49.32%,耗油率的达标概率为50.83%,模型量化结果合理且均方根误差小于3%。发动机在采用限制涡轮前温度的控制规律后,输出功率和耗油率的达标概率进一步降低。     

侧板构型对高超侧压进气道起动性能的影响

为了考察侧板构型对高超侧压进气道起动性能的影响,对相同收缩比下侧板分别为前掠和后掠构型的进气道开展了Ma=4来流下的风洞实验及相应的数值模拟研究。实验结果表明,侧板后掠进气道的起动性能优于侧板前掠构型,实验中侧板后掠进气道能够在+2°攻角时实现起动,而侧板前掠进气道仅能在-2°攻角时起动。对流场进行的数值模拟结果表明,侧板后掠进气道不但比侧板前掠进气道具有更高的内收缩段入口马赫数,而且交汇后的侧板激波与底板边界层干扰的强度较弱,使得边界层不易分离,两方面因素共同作用使得侧板后掠进气道的起动性能显著优于侧板前掠构型。     

脉冲爆震火箭发动机同轴喷注器实验研究

为了使液态燃料在脉冲爆震火箭发动机爆震室内形成雾化均匀的小液滴,并且与气态氧化剂掺混后形成空间分布均匀的混合气,设计了适用于脉冲爆震火箭发动机的气液同轴剪切式喷注器。实验研究了三种喷注器结构对脉冲爆震发动机工作过程的影响,结果表明,采用同轴剪切式喷注器的脉冲爆震发动机在20Hz能够产生稳定、连续和充分发展的爆震波。实验中发现,在同时满足雾化良好以及爆震室填充均匀的条件下,喷注器的出气口存在一个最佳面积,实验研究中喷注器出气口的最佳直径在12mm左右。     

六毫米内径管道中的单次爆震实验研究

为研究微尺度下的爆震波传播特性,用乙烯和氧气为燃料和氧化剂,在6mm内径的管道内进行了爆震实验研究。实验表明,气体混合物在该尺度下可以产生稳定的爆震波,且爆震强度和火焰传播模式等受当量比影响较大。实验在不同当量比下得到了缓燃转爆震的距离,其中当量比1.4时距离最短,当量比大于2.2时爆震不稳定。用高速摄像机拍摄了当量比0.8,1.4和2.2下的火焰传播过程,发现了多种火焰形态并分析了形成原因;测量了三种当量比下的爆震速度和压力,发现当量比2.2时的爆震压力和速度最大,0.8时最小。实验值与C-J爆震理论值吻合较好。     

基于三维激光成像系统的相机标定方法

三维激光成像系统中点云数据与影像数据的融合可以对被扫描物体赋予真彩色.为了获得点云数据与影像数据良好的融合效果,就需要精确的确定载体坐标系与相机坐标系之间的关系.本文针对三维激光成像系统点云模型真彩色处理方法进行研究,提出了一种基于三维激光成像系统的相机标定方法.通过对相机坐标系的标定,建立点云数据与影像数据之间的数学模型.实验结果显示,采用所提出的方法,能够使得三维立体点云数据与影像数据精确融合.最终得到被扫描目标的真彩色3D模型.     

民机项目定费用设计

经济性对民机项目商业成功至关重要,概述了民机项目定费用设计的起源和基本概念,分别讲述研制费用的估算方法,设计经济性对单机成本的影响,设计经济性对运营成本的影响,总结出定费用设计是民机项目成本控制的关键。     

基于CFD/CSD的大展弦比机翼气动弹性研究

考虑气动力非定常效应和惯性载荷作用对机翼气动弹性行为的影响,采用基于Euler方程和有限元的CFD/CSD耦合方法分析了大展弦比机翼的气动弹性时域响应,实现静、动气动弹性一体化计算.计算结果显示在相同马赫数下,机翼静变形随着飞行动压增大而增大;但是随着飞行高度的增加,机翼在进入稳态之前振荡越剧烈,响应超调越大,升力损失...     

基于模式矩阵的液体火箭发动机试车台故障关联规则挖掘

为发现试车台状态变量与其工作状况的关联关系,本文对液体火箭发动机试车台历史测试数据进行关联规则挖掘,对试车台状态参数进行选择和编码,使用自适应阈值算法对测试数据进行离散化,引入模式矩阵用于计算事务数据库中的频繁项集,提出了基于模式矩阵的关联规则挖掘方法,并将该方法应用于对多组历史测试数据进行频繁项集挖掘,对挖掘结果的分析表明:与传统方法相比,本文方法效率高,计算量小,挖掘结果能正确反映试车台状态变量与其工作状况间的关联规则,为试车台的测试数据挖掘提供了一种有效方法.     

基于NURBS方法的机翼气动外形优化

飞行器气动外形优化就是将设计对象的空气动力学性能分析与最优化方法相结合,通过不断改变设计对象的外形,使其气动性能在满足一定约束条件下达到最优.气动外形优化是一个涉及几何参数化、动网格、流场计算和寻优算法的综合应用平台.随着计算流体力学(CFD)的发展以及高性能计算机的使用,气动外形优化在现代飞行器设计中的作用愈加重要....     

A New Single-blade Based Hybrid CFD Method for Hovering and Forward-flight Rotor Computation

A hybrid Euler/full potential/Lagrangian wake method,based on single-blade simulation,for predicting unsteady aerodynamic flow around helicopter rotors in hover and forward flight has been developed.In this method,an Euler solver is used to model the near wake evolution and transonic flow phenomena in the vicinity of the blade,and a full potential equation(FPE) is used to model the isentropic potential flow region far away from the rotor,while the wake effects of other blades and the far wake are incorporated into the flow solution as an induced inflow distribution using a Lagrangian based wake analysis.To further reduce the execution time,the computational fluid dynamics(CFD) solution and rotor wake analysis(including induced velocity up-date) are conducted parallelly,and a load balancing strategy is employed to account for the information exchange between two solvers.By the developed method,several hover and forward-flight cases on Caradonna-Tung and Helishape 7A rotors are per-formed.Good agreements of the loadings on blade surface with available measured data demonstrate the validation of the method.Also,the CPU time required for different computation runs is compared in the paper,and the results show that the pre-sent hybrid method is superior to conventional CFD method in time cost,and will be more efficient with the number of blades increasing.