炔基酚醛树脂防热复合材料的研究

以碱为催化剂,通过间乙炔基苯基重氮硫酸盐和酚醛树脂间的偶合反应,制备出间乙炔基苯偶氮酚醛树脂简称炔基酚醛树脂(EPAN),采用该树脂制备了硅墓/炔基酚醛树脂复合材料.研究结果表明:该树脂浸胶工艺性好,固化反应活性高,制备出的复合材料高温力学性能保持率好、残碳率高.     

台速度估计(英文)

针对惯性稳定平台中高精度和高带宽的速度信号需求,提出了基于低成本MEMS传感器的最优速度估计算法。采用一种新颖的传感器组合形式,包括一个低带宽的MEMS陀螺和两个低性能的MEMS加速度计。陀螺由于自身动态特性的影响,主要提供速度的低频信息,加速度计组合则由于自身偏置的影响,主要提供速度的高频信息,而估计器将两者信号进行融合。实验表明:最优状态估计器能够在时频域上,提供无偏的、高性能的速度信号。同时,在单自由度微型惯性稳定平台的应用过程中,其控制性能得到了相应的提高。该算法也适用于机器人控制、姿态估计和摩擦补偿等领域。     

徐华胜燃烧室技术专家

请您首先谈一谈先进航空发动机燃烧室技术的发展趋势,特别是民用航空发动机,重点要解决燃烧室什么问题? 徐华胜：燃烧室的功能是将燃料的化学能高效转化为热能,供涡轮膨胀做功,喷气发动机从诞生时采用的单管燃烧室,历经几十年的发展,到目前的高温升、高热熔短环形燃烧室,燃烧室的工作压力和温度大幅度提升.     

客舱地板斜撑杆对民机典型机身段耐撞性能的影响

针对一类具有客舱地板下部斜撑杆的民机典型机身段,研究了斜撑杆对机身段耐撞性能的影响。建立了客舱地板及其下部结构的有限元模型,客舱地板以上的框段结构、乘员质量和座椅被简化为刚性质量块。分析了斜撑杆为开孔/不开孔开剖面结构、斜撑杆剖面尺寸变化以及无斜撑杆和刚性斜撑杆情况下,机身段在坠撞速度为7m/s时的冲击特性。对比分析了各种情况下座椅位置处的加速度-时间历程曲线、机身段的破坏模式和能量吸收情况。结果表明存在合适刚度的斜撑杆,使该类型机身结构具有良好的耐撞毁性能,而增加或减少斜撑杆刚度均有可能产生多次高过载。     

跨声速风扇的流固耦合的颤振分析(英文)

发展了时间推进的叶片颤振的数值方法,采用了时间推进求解流体和固体相互作用的过程。气动模型是基于求解三维雷诺平均的N-S方程,采用了多块结构化网格的有限体积格式,对流和耗散通量的计算使用了二阶迎风格式和中心格式。在变形的动网格上流体运动的守恒型方程的求解采用双时间步,隐式格式和多重网格方法。叶片振动采用了振型叠加的线性气动弹性模型。该方法在气动弹性标准算例4进行了验证,并用于求解跨音速风扇的颤振问题。     

地空导弹LQG/LTR增益调度自动驾驶仪设计(英文)

采用线性二次高斯/回路传递复现(LQG/LTR)增益调度技术设计地空导弹增益调度自动驾驶仪。为消除传统"试错"设计过程在系统中所引起的人为不确定性,提出一种基于极点配置的目标回路设计方法。此方法提供了由体现性能指标要求的期望极点构造矩阵微分Riccati方程(MDRE)的具体算法。同时,还证明了引入积分环节扩展被控对象动力学,能够有效抑制LQG/LTR增益调度控制器的快模态,从而为LQG/LTR增益调度技术的工程应用扫清了一个障碍。采用所提出的方法设计了地空导弹LQG/LTR增益调度自动驾驶仪。设计及仿真结果表明,控制器的快模态得到了明显抑制,同时,在飞行马赫数和高度变化的情况下,自动驾驶仪具有稳定的动力学特性。     

计算超声速战术导弹大攻角气动力的数值方法

本文给出了超声速大攻角情况下战术导弹气动力特性及压力分布的计算方法。该方法以Woodward,F.A.等人的有限基本解方法为基础。考虑了弹身头部涡、翼面前缘涡、翼面侧缘涡、后缘涡及诸运动涡系的影响,使其应用范围超出了小攻角的限制。 本方法适用于有、滚转有任意舵面偏转情况下正常式或前控导弹外形的气动力特性及压力分布计算。攻角范围直到25°。     

贴体与边界正交网格及大迎角涡流计算

本文应用空间理想非均匀线性弹性力学平衡关系生成三维贴体与边界正交网格。通过弹线性的刚度来控制网格的密度，并且自动调整边界节点上外力分布使网格线与边界正交。文中还用欧拉方程有限体积法三步显式时间推进及焓修正方法求解了绕三角翼的大迎角流动。计算结果表明这种方法能够较好模拟跨声速胶体涡流动。     

转子动力学优化设计

优化设计可以使转子支承系统具有先天优良的转子动力学特性, 优化支承的刚度与阻尼系数是使转子支承系统获得优良动力学特性的有效途径。本文采用传递矩阵-拟模态综合法分析转子支承系统的动力特性-临界转速、不平衡响应以及对支承动力参数灵敏度分析, 进而对支承动力参数作优化设计。本文所提出的方法已经过算例、模型试验及工程应用的证实。      

不同飞行状态下施翼与大气湍流的干扰噪声

本文简述了一种直升机旋翼与大气湍流入流相干扰产生的噪声预估方法。这一方法考虑了桨叶上非定常载荷的弦向及展向非紧致性，桨叶－桨叶载荷之间的相关，通过结合大气湍流能量谱模型与快速畸变湍流收缩模型来确定旋翼平面处非均匀、各向异性湍流场的特性，使得这种方法可用于直升机在真实飞行状态下的旋翼与湍流场干扰噪声计算。利用文献中模型旋翼试验的结果，验证了本方法的可行性，并计算了某型直升机在六种飞行状态下的流场畸变情况及旋翼与湍流干扰的远场噪声谱，结果表明：在准悬停及低速爬升状态，湍流场的畸变较大，而在中、快速前飞状态，湍流场的畸变最小，在低速爬升状态，线性总声压级最小。