碳化硅短切纤维电磁特性改进研究

通过表面化学镀镍并进行适当的热处理,可调节碳化硅纤维的电磁性能。研究了ＳｉＣ表面化学镀金属镍的工艺条件,在ＳｉＣ纤维表面制得较为均匀致密的金属镍镀层;研究了镀镍ＳｉＣ纤维在热处理过程中的结构组成变化,以及制备工艺条件对所制备的吸收剂的电磁参数的影响。     

变比热容对喷管流场和性能影响的计算

从变比热容角度出发,采用ＣＦＤ方法计算了发动机加力工作时高温状态下喷管内部流场分布和性能,并和定比热容计算结果进行了比较。结果表明,采用ＣＦＤ方法计算加力工作时喷管内部流场和性能,应该考虑变比热容的影响。     

基于模型的飞行仿真系统设计

采用基于模型的仿真软件设计思想,研究了飞行仿真系统的设计方法,针对具体的任务和功能 要求,建立了仿真系统的结构体系。研究了仿真软件框架的设计方法和结构层次的关系,并对各个层次功能 要求进行了介绍。对飞行仿真软件系统的模块设计进行了研究,确立了模型的描述形式和接口设计规范。     

耦合对风扇、压气机畸变传递特性的影响

本文从下游部件对具有畸变流动的压气机性能的影响机理出发, 着重分析了由于高压压气机的存在对具有进口压力畸变的风扇出口畸变强度的影响。采用一种新的快速收敛方法, 结合某型号发动机对耦合的影响进行了定量计算。      

多维大偏差刚性对接研究及机构设计

 针对野外崎岖地形、太空站舱内等复杂狭窄操作环境中的刚性对接问题,构造了一种刚性对接位姿偏差评估指数,建立了目前常见对接导引方式的几何约束模型,并采用偏差评估指数就对接导引方式的约束效果进行了衡量和比较,提出逐级消除位姿偏差的基本对接方法。在此基础上设计了用于多维大偏差刚性对接的少自由度混联刚性对接机构,就对接过程中各阶段位姿偏差的变化情况进行分析,并给出刚性对接机构的具体设计参数、最大对接位姿允差和与之相对应偏差评估指数。最后,搭建了JL-2多维大偏差刚性对接机构样机平台,并进行了相关实验,实验结果与理论计算值基本相符,证明该设计方案可有效满足多维大偏差情况下的刚性对接要求。     

叶型附面层分离流动控制技术研究进展

叶型附面层分离流动控制技术,通过流动控制方法减小和控制叶片吸力面附面层的分离气流和低能流团,提高压气机或涡轮的效率和工作稳定性。主要介绍了国外研发的涡流发生器、射流注入、附面层抽吸、叶片附面层转捩控制和等离子体气动激励等流动控制技术的特点、作用机理和实验验证结果,以及国内在叶型附面层分离流动控制技术方面的研究进展。     

组件组合方式对两相PDE总压损失和峰值压力影响

为了提高脉冲爆震发动机(PDE)的综合性能,在冷态条件下研究了螺旋钝体组件和扰流片钝体组件的总压损失,同时研究了它们在不同工作频率下的爆震波压力,将两者结合起来进行比较,确定相应组件的损失是有效总压损失还是无效总压损失。研究表明:激波反射器能反射、会聚强激波,增加爆震波峰值压力,因此它的总压损失大部分为有效损失;对于两相混气,平面火焰发生器和中心锥的总压损失基本为无效损失;总体上讲,螺旋钝体组件优于扰流片钝体组件。     

MBSE在民机起落架系统设计中的应用

详细介绍基于Raphsody的大型民机系统功能开发流程与方法,及其在民用飞机起落架系统设计中的应用。通过模型的方式对系统建立用例、功能流、时序关系和可用于执行验证的状态机来描述系统,指导大型民机复杂系统设计过程中的需求分析、功能分析和设计综合工作,探索MBSE方法在民机复杂系统设计中的指导作用。     

单点弹道精度与轨道半长轴远地点高度计算精度的映射关系

在仅使用单点位置、速度信息计算轨道的奈件下,针对轨道半长轴、远地点高度的精度问题,在轨道面内,应用活力公式和二体运动学理论推导得出了轨道计算精度与弹道测量精度间映射关系的解析表达式,并采用数值分析方法给出了不同的位置、速度误差与半长轴、远地点高度最大误差之间的数值关系.仿真结果表明,对于位置误差和速度误差大小分别为100 m和1 m/s的算例,半长轴最大误差和远地点高度最大误差分别约为2 km和4 km.基于此方法,可以将弹道误差传递至轨道参数误差,进一步分析故障误判和漏判概率;也可根据轨道参数精度要求反算弹道测量精度要求,以作为地面测量系统建设的技术依据.     

新概念融合升力体气动布局设计优化方法研究

参考国内外高升阻比飞行器气动布局设计经验,针对进出空间飞行器的气动特性要求,开展跨速域高升阻比融合升力体气动布局(BLB)研究以适应进出空间飞行器的各种要求,在传统的翼/身外形的气动效率与纯升力体高容量效率之间寻求平衡。研究表明通过构建融合升力体数模,研究气动外形的系统参数化描述方法,选择设计变量及变化范围,研究优化算法,建立融合升力体气动布局设计及优化工具,开展融合升力体气动外形优化设计是一种值得深入探讨的研究方法。本文主要通过优化平台集成数模参数化程序、网格自动化及基于Euler方程的快速流场求解程序进行优化设计并对优化结果进行分析计算,发展了一种快速有效的气动布局优化设计方法,设计了初步满足设计要求的新型高升阻比融合升力体气动布局。设计的新布局能为再入飞行器气动布局设计提供参考,所发展的优化设计方法计算速度快,成本低,可以为走向工程实用化的复杂外形气动布局优化设计打下技术基础。