鼠笼式弹性支承结构参数分步优化设计方法

为进一步提高鼠笼式弹性支承结构支承刚度设计的准确性,同时最大限度地减小鼠笼受到的最大应力,在相关研究的基础上,基于参数化建模思想,并结合有限元优化技术提出分步优化设计方法.采用鼠笼式弹性支承的刚度和应力计算公式并结合加工装配条件初定1组满足设计要求的结构参数值;建立鼠笼式弹性支承的有限元优化模型,并将初定的结构参数值代入到有限元优化模型作为优化的初始迭代值,同时以鼠笼笼条的长度和厚度为优化参数,经过迭代计算得到满足工程需求的结构参数.该方法可提高设计精度,节省设计时间.最后,结合具体算例验证了优化设计方法的有效性和实用性.     

X射线脉冲星导航硬件脉冲轮廓累积研究

为了在X射线脉冲星地面实验系统仿真源模拟产生X射线的基础上,能够快速稳定地得到脉冲轮廓,采用硬件历元叠加的方法获得脉冲轮廓。研究了用硬件实现历元叠加及其数据整合的算法,该算法首先在MATLAB现场可编程逻辑阵列(FPGA)中实现,再通过MATLAB硬件描述语言(HDL)代码生成模块把算法转换成HDL,经编译后获得配置硬件的Bit文件,最终在开发板FPGA上实现数据处理的硬件模块。一段时间内的光子到达时间数据通过MATLAB算法得到的脉冲轮廓数据与通过硬件模块处理后得到的数据结果存在误差,在单个时间窗口内误差最大值为2个光子数,误差平均值占光子数统计平均值的0.084%;两组统计的脉冲轮廓数据中不同数据占总数据个数的9.481%,这样的误差不影响后端模拟导航模块的导航。利用硬件实现的历元叠加及其数据整合模块具有处理速度快、设备紧凑、功耗低的特点,为航天器利用X射线脉冲星导航提供了一种可行的硬件数据处理技术上的支持。     

带执行装置的压气机系统建模及仿真

针对压气机主动稳定控制对模型的要求,以Moore-Greitzer模型为基础,首先将模型进行空间离散化,用平均分布在压气机周向环面的离散位置点来描述流量扰动,建立了反映压气机周向动态特性的多维状态空间模型;其次以喷气装置作为主动稳定控制系统的执行装置,通过分析加入喷气装置后对流动区域产生的质量和动量影响,同时考虑气流从喷气装置出口到压气机起始平面存在的时间滞后,建立了带执行装置的压气机系统动态模型.以某压气机为例,对压气机失速行为及喷气状态下对失速的抑制作用进行仿真,结果表明:所建立的模型可以反映压气机旋转失速动态过程,通过控制喷气流量能拓展压气机的稳定工作范围,有效抑制压气机失速,模型可用于压气机主动稳定控制系统分析与设计.      

抑波槽宽度对水陆两栖飞机喷溅性能影响对比试验研究

抑波槽宽度合理性直接影响抑制喷溅的效果。通过两个抑波槽宽度的单船身模型拖曳水池对比试验,比较同一状态两者喷溅包络线,分析抑波槽宽度变化对飞机喷溅性能影响,表明减小抑波槽宽度使螺旋桨处喷溅高度增加19%以上,使襟翼处喷溅高度降低54%。     

航空发动机分布式控制通讯网络拓扑结构优化

针对航空发动机分布式控制系统通讯网络拓扑结构的构架问题,建立航空涡扇发动机机匣模型,选取具有代表性的10个传感器作为控制节点开展研究。同时考虑发动机表面存在通讯总线不可通过区域,以及控制节点的工作可靠性因其重要程度存在差异的约束条件,利用遗传算法对航空发动机分布式控制系统通讯网络的拓扑结构进行优化设计。结果表明:优化过程简单,并且优化得到的通讯网络拓扑结构在满足约束条件的基础上线束总长度最短。     

吸气式高超声速飞行器内外流同时测力试验

为研究吸气式高超声速飞行器新型测力试验技术的可行性,在马赫数Ma=6、高度H=27km模拟飞行环境下开展了风洞试验。以轴对称吸气式高超声速飞行器无舵翼简化构型为研究对象,通过合理的试验系统设计解决内外流解耦关键技术,采用两个环式六分量天平在同一车次上测量模型内外流气动力载荷。试验结果表明:内外流气动力天平测量数据和全模气动力数据准确反映了内外流解耦、内外流窜流、进气道起动/不起动以及溢流影响等物理现象;从物理上实现了内外流解耦;内流气动力对全机气动性能贡献大;内外流解耦、进气道起动时,气动力数据准确、重复性好;窜流产生的传力属于内力。试验证明,同时测力试验技术可行,为解决内外流气动数据源于不同试验所致的不确定性问题提供了有效手段。     

基于速度剖面拟合的航空器场面滑行4D轨迹预测

为提高机场的整体运行效率和综合保障能力,提出了一种基于速度剖面拟合的航空器场面滑行4D轨迹预测方法。构建了航空器的滑行动态模型,进而引入标称速度剖面的概念。将DSW算法应用到速度剖面的拟合中,得出一种标称速度剖面的生成方法,并通过建立平均速度修正参数修正不同机型对滑行速度的影响,基于动力学平衡方程,构造了标称速度到瞬时速度的映射,结合BADA数据实现对瞬时速度的修正。在上述分析的基础上得到航空器场面滑行4D轨迹预测模型。案例表明,与基于动力学的方法相比计算结果更加准确,使平均误差降低47．3％,能够有效地预测航空器的4 D轨迹。     

采用排间界面静压约束伴随方法的多级压气机叶片优化

为解决伴随优化应用在多级压气机中出现的优化工况点漂移问题,在前期薄层N-S方程伴随方法基础上,对目标函数——出口熵增不仅施以质量流量、总压比约束,还添加排间界面静压展向分布作为新的约束条件.以某5级压气机为对象,对其中第1级转、静叶分别在首1.5级和全5级压气机环境下进行了优化.结果表明,施加排间界面静压展向分布约束能够显著解决优化工作点漂移问题,优化后5级压气机的效率提高0.4个百分点.      

高超声速流动的气体吹除控制方法研究

为了在超燃冲压发动机直连式试验台上得到真实的非均匀试验气流,采用商业软件Fluent对高超声速流动的气体吹除控制进行了数值研究。在试验台喷管和发动机隔离段之间增加了吹除控制段,试验了4种吹除方案。常温空气从位于控制段顶部、侧部和底部的吹除口注入,吹除口包括长槽、短槽和圆孔等,吹除气体的流量为来流流量的8.3%~13.3%。以超燃冲压发动机自由射流计算结果为基准,比较分析了控制段出口截面马赫数分布。结果表明,"顶槽"方案能够得到较为理想的吹除效果,吹除参数优化后可为试验提供指导。     

平衡风速下十字形伞弹系统姿态摆动分析

以一定高度和速度飞行的母弹从其伞弹舱中抛撒伞弹系统群,各个伞弹系统的姿态摆动情况将影响其落点及落角,进而影响其作战效能。采用立式风洞试验和非定常数值仿真(CFD),分析平衡风速下十字形伞弹系统的姿态摆动情况。通过立式风洞试验,可确定柔性伞的外形、伞弹系统的阻力系数和摆动频率,并创新"拉拽式"试验模型的约束方法;采用基于三维N-S方程的CFX软件,进行伞弹系统非定常数值仿真,分析其摆动机理。结果表明:数值仿真得到的阻力系数、法向力系数、侧向力系数及其摆动频率,均与风洞试验结果相吻合,即数值仿真结果能够反映风洞试验中伞弹系统的摆动情况;伞弹系统的流场极不稳定,伞衣内部有一对方向相反、强度交替变化的旋涡,伞衣外部存在不稳定分离流动,二者相互关联,使得气动参数呈周期性波动,导致伞弹系统的姿态摆动。