飞机机载电源与其负载适配性研究

随着新一代飞机的电源容量和机载用电设备的大幅增加,机载电源和用电设备的适配性问题越来越重要．新的国际机载电源标准ISO1540强调机载电源和用电设备必须同时达到规定要求．以实现飞机供电系统的安全可靠运行。对机载电源和用电设备的特性要求进行分析研究,为机载电源和用电设备的设计和维修提供参考。     

精密离心机误差对石英加速度计误差标定精度分析

分析了离心机各个误差源,用齐次变换法精确地计算了产生的向心加速度,给出了向心加速度、重力加速度和哥氏加速度在加速度计坐标系下的分量,推导了被试加速度计输入加速度的精确表达式。在给出石英摆式加速度计在精密离心机上标定时的误差模型的基础上,着重讨论了误差模型系数的计算值与离心机误差之间的关系。根据仿真结果找出了某些离心机误差对加速度计误差系数标定的影响关系,为按照加速度计的标定精度来确定离心机的精度打下了理论基础。     

火箭整流罩外气动噪声环境的大涡模拟研究

基于五阶加权本质无振荡（WENO）格式构造隐式大涡模拟方法（ILES）,对跨声速来流条件下（Ma=0.8）火箭整流罩外噪声环境进行数值模拟。通过与风洞试验结果及国外文献进行对比,ILES方法能够在较粗网格下准确预测壁面湍流脉动特性。跨声速流动在壁面折角处出现分离、再附、激波/边界层干扰现象,均方根脉动压力系数出现峰值,同时该区域噪声能量在全频段都较高,易引起结构抖振效应。最后,根据ILES模拟结果,指出工程常用的外噪声经验公式的不足,并提出改进措施。     

捷联惯组空间五点减振的振动耦合分析

针对某型光纤(FOG)捷联惯组(SINS)的轻量化设计要求,采用了空间五点减振的布局方案。基于弹性中心理论计算了空间五点减振系统的弹性中心和偏心量,在捷联惯组存在质心偏移的情况下,增设第五点减振器可以将减振系统的弹性中心和捷联惯组惯性测量系统质心之间的偏心量减少到1.42mm。从刚体动力学出发对振动耦合的解耦条件进行了讨论,指出捷联惯组在惯性主轴偏移的情况下,空间五点减振系统无法实现角振动的解耦,但是通过调整IMU结构布局的质心,或通过调整减振器的刚度比,都可以实现线振动和角振动的解耦。用有限元方法对上述两种解耦方案下捷联惯组的冲击响应进行了计算,仿真结果表明,调节质心和调整减振器刚度两种方法对于降低IMU振动耦合的效果均较为理想,由线冲击引起的角振动降低了约29~100倍。     

复杂薄壁构件自适应加工工艺几何模型重构

随着制造理念和制造水平的不断提高,大量复合制造工艺背景下的近净成形叶片被应用到现役或在研的航空发动机中。该类叶片是典型的复杂薄壁结构零件,无精确定位基准,且成形一致性差。采用传统叶身定位,加工后的前/后缘、榫齿形状和位置精度均难以保证,从而导致产品一致性差,易超差与合格率低。针对以上问题,提出一种面向自适应加工的复杂薄壁结构零件工艺几何模型重构方法。首先,建立复杂曲面的采样点分布模型,快速获取叶片精确成型区域的位置和形状;其次,提出基于特征曲线相似变形的模型重构算法,精确重构前/后缘非精确成型区域的工艺几何模型;最后,通过精锻叶片自适应加工试验进行验证。试验结果表明：该方法可有效满足以精锻叶片为代表的复杂薄壁构件自适应加工要求。     

面向绕月交会对接的同波束VLBI研究

针对"嫦娥5号"(CE-5)探测器间高精度相对测量需求,设计了我国深空干涉测量处理中心框架下的同波束VLBI处理算法,分析了X波段同波束VLBI相位解模糊条件和结果;通过引入群时延辅助的相位干涉技术,大幅抑制了干涉时延随机误差,为同波束VLBI中相位解模糊提供了先验条件;利用CE-5对接实测数据验证了本文工作的有效性,为CE-5任务同波束VLBI的实施奠定了基础。     

固体火箭发动机燃烧室外压稳定性

应用有限元软件开展了燃烧室外压稳定计算,以壳体表面环向应变为判据,从环向应变-载荷曲线保守估算了燃烧室外压失稳载荷。为了验证有限元计算模型,通过假药配方的调试,研制外压试验用模拟燃烧室,开展全尺寸模拟燃烧室外压试验,得到了燃烧室失稳载荷。通过计算与试验结果的比较分析,为有限元模型的修正提供了基础,采用推进剂的压缩模量进行燃烧室外压稳定性计算更接近实际情况。     

结构参数对环簇式塞式喷管性能的影响

为研究环簇式塞式喷管设计中人为选择的结构参数对性能的影响,在单元间距与内喷管出口直径比、单元喷管数目、内喷管面积比分别相同的前提下,计算并比较了三种塞式喷管的推力效率.结果表明,高空下内喷管面积比30.2的8单元接触式的效率最高,而低空下内喷管面积比20.7的8单元间隔式的效率最高.因此在总面积比一定的情况下,若塞式喷管在中低空高度下工作,则单元内喷管面积比可取得小些,以保证中低空下的效率;反之,则单元内喷管面积比尽量取得大些.      

高超声速栅格翼气动特性研究

阐述了用于马赫数大于5.0的高超声速飞行控制的栅格翼气动特性问题。采用工程 计算方法预示了栅格翼气动力、热特性,验证了栅格翼几何参数特性合理选取的初步要求, 这为后续深入研究进行了有益的探索。