正压漏孔校准方法研究

以国内外正压漏孔校准装置及技术的发展现状为基础,研究了定容变压法、恒压变容法、动态比较法等正压漏孔校准方法,分析了这些方法的基本原理、装置构成和漏率测量范围,同时将它们的关键技术、实现的难易程度、优缺点等进行了比较和评价,并对我国正压漏孔校准技术的研究工作提出了建议。     

三自由度柔性并联机器人运动参数检测系统开发

以线尺传感器为采集单元,以RTLinux为开发平台,建立了平面三自由度柔性并联机器人运动参数检测系统,实现了机器人动平台运动位姿的实时获取。设计并完成了柔性系统下的高速、高加速轨迹实验,通过实验结果与仿真结果的对比,表明该检测系统实时性强,可靠性高,可以为平面三自由度柔性并联机器人全闭环实时控制提供支持。     

基于PXI总线弹载模块自动测试系统的设计与实现

以建立一套弹载模块自动测试系统为目标,采用了基于PXI总线结构的虚拟仪器测控技术,同时采用成熟的数据采集模块与电源模块,并配备高性能的计算机,实现了弹载模块的批产测试设备,在介绍PXI总线结构的基础上,重点介绍了该测试设备的软/硬件组成、系统结构和特点。     

燃烧室火焰筒结构在随机噪声作用下的振动响应分析

针对航空发动机燃烧室火焰筒结构声疲劳问题,建立了某型航空发动机燃烧室火焰筒有限元计算模型。采用耦合的边界元和有限元方法对该结构进行声激励载荷作用下的响应进行计算,获得该结构在不同声压级下的振动位移和应力响应结果,对燃烧室火焰筒结构疲劳故障分析和抗声疲劳结构设计具有一定参考价值。     

基于Creator/Vega的飞机关键构件可视化仿真研究

在飞机综合健康管理研究中,为了实现高效低成本的仿真验证,需要对飞机关键构件进行可视化仿真。首先建立飞机及其平尾关键构件的三维模型,然后在VC＋＋6.0平台的MFC框架下,利用Vega开发了基于任务驱动的飞机关键构件可视化仿真系统,并对关键构件故障模型进行加载。实现了不同飞行任务时水平尾翼及其内部大轴的可视化仿真。结果表明,该仿真系统具有直观逼真的交互界面,便于仿真过程的观测和关键数据的获取,为飞机综合健康管理提供了一个通用的可视化仿真实验平台。     

基于CATIA V5二次开发的燃油系统地面模拟试验飞行剖面试验数据处理研究

直升机燃油系统飞行剖面试验是燃油系统地面模拟试验的一项重要内容,通过对飞行剖面试验技术状态分析,研究了燃油箱内的燃油量、油箱内增压泵出口压力测压点位置及整个燃油管路内燃油过载对测试结果的影响,结合CATIA V5的二次开发,探讨了一种试验数据处理方法,对试验结果进行修正,供工程应用参考。     

二维超燃冲压发动机磁控进气道的数值模拟

针对飞行马赫数大于设计马赫数的情况,采用二维磁流体动力学方程对磁控进气道进行了数值模拟研究。数值模拟结果表明磁流体装置的电磁作用可以使非设计马赫数下进气道激波满足SOL(shock on lip)条件,并使出口处的流动变得均匀。分析了磁流体作用位置、宽度和深度等关键控制参数对该类进气道性能的影响,计算结果表明,磁流体作用区域越靠近飞行器前缘,而且在纵向越深,则进气道出口处的流动越均匀,但流率会有所下降;若磁流体作用区域较宽,则需较小的磁场就能使非设计马赫数下进气道的激波结构满足SOL条件。     

微小型涡喷发动机转子涡动控制方法研究

针对微小型涡喷发动机转子系统的涡动以及稳定性问题,提出了一种涡动控制方法,并通过试验验证了该方法的有效性。该方法主要通过轴向预紧力或波形弹簧压缩量、波形弹簧刚度、转子转速、转子质量以及不平衡量信息在标量系统中利用能量相等原理,计算衰减涡动需要的库仑阻尼垫片厚度、数量以及安装形式,结合阻尼橡胶对转子的外阻尼进行调节并装配结构,从而精确控制发动机转子的涡动幅值以达到微小型涡轮喷气发动机在较高转速下稳定工作的要求。     

叶轮机械颤振稳定性的工程预测方法

通过求解雷诺平均N-S方程并采用影响系数法,对三个基本正交模态的三维振荡涡轮叶片绕流问题进行了研究。结果表明数值模拟所得非定常气动力与实验吻合较好;基于刚体运动假设和模态叠加法,得到了可用于叶轮机械设计阶段颤振稳定性评估的稳定性参数图/气动阻尼图,即所有可能的刚体运动及其相应气动阻尼的关系图;通过对稳定性参数图/气动阻尼图的分析表明,在一定情况下振型对颤振稳定性有重要影响,应将其作为颤振稳定性设计的重要参数之一。     

小冲击间距下带倾角冲击凹柱面流场结构实验研究

针对带倾角冲击凹柱面靶板的流动特性和流场结构研究,采用烟线法开展了流场显现实验研究,重点分析了旋流产生和发展的规律。试验中通过改变冲击雷诺数、冲击间距比(冲击间距和冲击孔直径之比)、冲击角度以及凹柱面相对曲率等参数,分析了涡出现的位置、结构等随这些参数的变化规律。研究结果表明:由于冲击射流同周围静止空气之间的粘性作用、气体在凹柱面上运动、脱离的共同作用下,带倾角冲击凹柱面靶板产生了不同的旋流结构。实验中,随冲击雷诺数的增加,在冲击滞止区域两侧流体冲击靶板分离处的圆心角增大,分离推迟;由于冲击角度的影响,相对冲击角度较小侧射流与壁面分离比在较大侧提前,且在相对冲击角度较小侧更容易产生旋流结构。实验中改变的参数均影响了旋流结构及其发展特性,并且影响规律表现出较强的关联性。