飞机燃油系统闪电试验可燃气体配比研究

飞机燃油系统闪电试验中,可燃气体混合配比体积分数的轻微变化对气体的点燃能量和点燃概率有重要的影响。采用混合配比体积分数不恰当的可燃气体可能会导致闪电试验欠考核或过严考核,进而影响对闪电防护设计有效性的准确评估。采用高精度的动态气体配比调控系统搭建了可燃气体点燃试验验证台架,通过试验对不同可燃气体配比体积分数下的最小点燃能量及相关点燃影响因素进行了研究和分析。研究表明:采用 5.0%氢气配比体积分数的可燃气体可检出 200 μJ及以上能量的全部点火源,同时可避免闪电试验被过度考核,推荐进行优先选配;随着氢气配比体积分数的增大,可燃气体点燃所需的点燃能量逐渐降低;氢气配比体积分数越高,燃油系统闪电试验被过度考核的程度就越大;鉴于可燃气体燃爆冲击的安全影响,不推荐燃油系统闪电试验采用 6.5%及以上氢气配比体积分数的可燃气体。试验数据及研究结论可为飞机燃油系统闪电防护设计及闪电试验提供参考和指导。     

腐蚀条件下机翼主梁的疲劳寿命修正系数

针对歼击机主要疲劳关键件——机翼主梁,采用模拟试件进行加速试验环境谱下相当于地面停放不同年限的预腐蚀及谱载下疲劳试验,获得地面停放腐蚀影响系数C随地面停放年限T的变化曲线;由构成空中局部环境谱的各单一介质对谱载下寿命的影响试验,按百分比加权组合的方法获得空中腐蚀疲劳影响系数K.综合考虑C-T曲线与K,计算出不同无腐蚀条件下寿命和飞机年飞行小时数的组合所对应的腐蚀条件下机翼主梁疲劳寿命修正系数.为修正无腐蚀条件下寿命,从而评定腐蚀条件下机翼主梁寿命奠定了基础.     

一种新颖的基于总能量守恒的化学平衡流算法

在推进剂燃烧的建模上,传统的热力计算方法一般基于总焓守恒求解定压绝热燃烧温度和平衡组分,不能考虑壁面传热;在燃气流动的建模上,通常采用的冻结流模型认为本地的组分及热物理性质与燃烧室瞬时一致,忽略了这些参数因来流气体与本网格滞留气体掺混带来的随时间的缓变效应。提出了一种新颖的可以考虑壁面传热的基于总能量守恒的化学平衡流计算方法,运用Fortran2008语言,采用面向对象编程方法建立了化学平衡流燃气发生器管道的模块化仿真模型,并将该模型应用到一个包含42个组件的涡轮试验台气路系统的建模与仿真中。与早期模型仿真结果及试验数据的对比发现,新模型的仿真结果有一定改进,更加接近试验数据。     

DSSS卫星通信中窄带干扰的盲检测与消除研究

建立了干扰条件下的接收信号模型,提出了干扰抑制方案。利用信号谱包络的相似性 ,给出了基于滑动窗最小二乘的干扰盲检测方法,进而根据对消的思想消除窄带干扰。仿真 结果表明该方法能有效抑制DSSS卫星通信中常见的窄带干扰。     

二元高超声速进气道激波振荡特性实验

通过在进气道/隔离段模型出口附近设置固定的堵塞楔块提高反压,并采用高速纹影拍摄同步壁面压强测量的手段,在马赫数5.9的激波风洞中研究了二元高超声速进气道在不同堵塞度下的流动特征。研究结果表明,在较低的堵塞度下,进气道仍然能够保持起动状态,而在较高的堵塞度下,进气道出现激波振荡。上游产生的压缩波/激波在节流段的反射是出现激波振荡的重要原因之一。随着堵塞度的增加,激波振荡的频率有所升高。     

飞机强度试飞活动部件残余变形分析

试飞中,飞机残余变形测量结果分析主要是判别所测残余变形是否为危及飞行安全、有碍操纵等的有害变形。而飞机活动部件残余变形实测结果常常超差的一个重要原因,是实际测量中,部件所处的状态与图纸要求的差异（存在偏度）。对此提出了偏度修正法和空间基准面修正法,并利用某型飞机全动平尾残余变形的实测数据,验证了这两种方法的有效性,并就方法的适用性进行了讨论。     

含纳米金属粉的推进剂点火实验及燃烧性能研究

利用CO2激光点火系统对含有纳米铝粉和纳米镍粉的AP／HTPB推进剂进行激光点火实验,测量了推进剂在不同激光功率和压强下的点火延迟时间,对推进剂的燃速、常压点火温度和爆热也进行了测量。同时,利用氧化还原滴定法测定燃烧残渣中活性铝含量。结果表明,纳米铝粉(n—Al)的点火阀值比普通铝粉(g-A1)的点火阀值小几个数量级,加入纳米铝粉可有效地缩短推进剂点火延迟时间。而在纳米镍粉为催化剂的协同作用下,推进剂燃速明显提高,点火延迟时间也大大减少,Al在推进剂燃烧过程中的燃烧效率得以提高,同时燃烧残渣中活性铝含量也明显降低。     

基于FPGA的半球谐振陀螺频率跟踪技术

半球谐振陀螺谐振频率的跟踪精度与稳定性很大程度上决定了陀螺的性能.通过分析半球谐振陀螺的频率特性以及锁相环基本原理,设计了基于锁相环的半球谐振陀螺频率跟踪方案,并用FPGA进行全数字化实现.半球谐振陀螺采用真空封装,内部温度难以测量,然而其谐振频率与温度具有很好的线性相关性,因此可采用谐振频率对陀螺温度进行测量.传统的频率跟踪方案一般采用模拟锁相环实现,其缺点是频率值隐含于输出的正弦波中,无法供后继测量模块使用,本文所设计的FPGA全数字方案可弥补这一缺陷.根据陀螺谐振频率与温度之间的关系,给出了利用跟踪频率测温的分辨率公式并进行了相关实验.实验结果显示,谐振频率为4440Hz时频率跟踪稳态相对误差可达10-7量级,利用跟踪频率测温的分辨率可达0.0042℃.     

基于动态RBF网络的发动机起动过程模型辨识

针对航空发动机在起动过程中各截面气流处于亚临界状态 ,难以利用传统的气动热力学方法进行建模的问题 ,本文利用发动机地面试验数据作为学习样本 ,采用动态径向基 (RBF)神经网络的方法 ,建立了航空发动机起动过程动态模型。仿真结果表明 ,利用该方法建立的发动机模型具有动态性好 ,精度高的优点 ,开辟了发动机中小转速建模的新途径