基于虚拟仪器的航空电气控制盒测试系统设计与实现

介绍了一种基于虚拟仪器的航空电气控制盒测试系统的设计和实现,该系统是一种针对各类飞机电气控制盒的开放式的综合测试系统。对系统中主要硬件的设计和上层测试软件的设计思想做了相关讨论,同时阐述了整个测试系统的实现功能和方法。利用该综合测试系统,可以开发出各类飞机电气控制盒的测试系统,克服了以往测试设备只能测试一个产品的缺点,提高了测试准确度和效率。     

振荡燃烧过程的同步测量方法

振动燃烧是由非稳定燃烧放热和压力脉动互相耦合产生的系统振荡过程。振荡燃烧的研究方法之一是对自激振荡燃烧相互耦合过程进行研究,得到系统的闭环特性。另外还可以对燃烧系统施加特定的扰动以得到燃烧系统的开环特性。为了研究振荡燃烧的动态过程,需要实现不同物理量的同步测量。相同步方法能够实现压力脉动与燃烧放热率脉动的同步测量,确定二者间的周期变化关系。通过对两个不同振荡类型的实验台进行相同步测量,分析振荡燃烧过程中压力脉动与放热率脉动的相位关系,并讨论了相同步方法的误差,提出了不同实现方案。这些结果将有助于我们提高火焰测量的相同步技术的准确性。     

先进复合材料在未来飞行器中的应用

复合材料在飞行器结构中的用量已经成为航空航天结构的先进性标志之一,其优越的综合性能非常适应未来飞行器的发展趋势.文章概述了先进复合材料在航空航天结构应用中的主要发展历程,结合未来飞行器的发展趋势,预测了先进复合材料在未来飞行器运用中可能带来的新挑战新机遇.     

碳纤维表面微观结构的定量化表征方法

通过使用Matlab编程处理日本东丽T300、国产GCF-1和GCF-2等3种碳纤维样品断面的扫描电镜照片,采用二值标签算法获得了碳纤维的直径及圆度等碳纤维物理特征定量数据。建立了采用直线方程切线法寻找并计算碳纤维表面沟槽的数量及尺度的方法,发现3种碳纤维样品的边缘沟槽的深度及宽度的分布均符合Weibull分布的特征。3种碳纤维的表面物理特征随温度变化的规律相同,说明其在结构上存在着一致性。经过不同温度热处理后3种碳纤维样品的圆度值变化不大,平均直径随着热处理温度的升高逐渐减小,并且表面沟槽的数量及分布的变化规律相同,说明其结构存在一致性。3种碳纤维的圆度等表面物理特征存在一定差异,T300的圆度小于国产GCF-1及GCF-2碳纤维。     

悬停状态下模型旋翼噪声试验的初步研究

本文介绍了模型旋翼在消声室进行噪声试验的方法和在南京航空航天大学航空声学实验室的肖声室进行的悬停模型旋翼噪声试验，给出了旋翼桨盘平面内和浆盘平面下不同测量点的试验结果，着重分析了旋翼噪声和组成特点及频谱特性。试验数据和分析表明，旋翼噪声不仅随测量点至源点的距离变化，而且随测量点与桨盘平面的夹角不同而不同，低叶尖马赫数、高拉力系数的悬停模型讫翼约在桨盘平面下４５°附近噪声最大。     

Ni基单晶叶片粘塑性分析

从位错滑移机理出发，建立了一种适用于Ｎｉ基高温单晶结构分析用的晶体滑移粘塑性本构模型。该模型将八面体、十二面体及六面体滑移系作为潜在的开动滑移系，考虑阻应力和背应力两种内应力状态参量。利用某Ｎｉ基单晶叶片材料在７００℃和９５０℃的试验结果对模型进行了考核并标定了模型参数。进而将所建模型编入有限元结构分析软件中，对某型发动机单晶叶片进行了计算分析。     

具有纳米结构的 VO_2 相变薄膜

采用无机溶胶－凝胶法制备ＶＯ２相变薄膜，该薄膜相变时的电阻（率）突变可达４～５个数量级。并用ＸＲＤ，ＤＳＣ和ＴＧＡ法研究了制膜过程中干凝胶膜的层状非晶纳米结构。通过适当的非晶晶化过程及随后Ｖ２Ｏ５→ＶＯ２转变的真空热处理，可获得带有空洞（ｖｏｉｄ）结构的低密度纳米薄膜，从而使电阻（率）突变特性异常优异     

水流法测量涡轮导向器喉道面积

涡轮导向器喉道面积值是燃气涡轮发动机设计和生产中的重要参数，必须加以严格的控制。要有效地控制涡轮导向器的喉道面积，首先必须准确地进行测量。对用水流法测量涡轮导向器喉道面积进行了概述，包括测量原理、方法以及几种测量方法的比较等。     

高维局部非线性转子-轴承动力系统的稳定性和分岔

采用模态缩减方法对具有非解析轴承的高维局部非线性转子系统进行自由度降阶。提出基于变分不等方程的有限元互补解的的数值方法,在几乎不增加计算量的情况下,使得实际轴承油膜力的Jacobian矩阵可与油膜力自身计算同时完成,并取得协调一致的精度。结合打靶法和Floquet理论对实际转子-轴承系统的非线性不平衡响应及其分岔行为进行计算分析,数值结果表明,所提出的方法不仅极大地降低了计算量,而且具有足够高的精度。     

湍流度对边界层转捩测量的影响

通过实验研究了气流湍流度对边界层转捩各种测量方法的影响,指出:随机信号均方根值法是检测边界层转捩较有效的方法。在转捩过程中随机信号均方根值变化较大且稳定。此外还研究了气流湍流度和不同频率的声波扰动对转捩区速度脉动均方根值分布的影响,指出:存在最大脉动均方根值,其位置在0.2δ高度附近,且不受湍流度和声波扰动影响。