摩圣材料对铸铁试样摩擦表面改性的影响

运用改装的摩擦实验机对灰铸铁-45^#钢摩擦副做旋转对磨实验。在摩擦副中滴入摩圣试剂，在大气环境中变载荷、定转速条件下进行实验。主要探索摩圣材料对灰铸铁摩擦副表面改性的机理和耐磨规律。结果表明：摩擦试样表面有大量光滑的灰色块状物生成，表面微区亦增添了来自矿物粉体中的元素；显微硬度明显提高，其中灰色区尤为显著；表面粗糙度显著降低，起到了良好的耐磨减摩效果。     

导流片结构参数对先进旋涡燃烧室性能影响研究

为了研究带导流片的先进旋涡燃烧室燃烧及流动性能,对导流片不同结构参数下燃烧室的流场分布、温度分布、总压损失、燃烧效率及污染物排放进行了数值模拟。结果表明,带导流片的先进旋涡燃烧室性能表现出明显的优越性,能够在不依赖凹腔射流的情况下形成理想的双旋涡结构,有利于增强凹腔稳焰及燃气掺混,大幅度提高燃烧效率,改善出口温度分布,降低NO排放。导流片结构参数对燃烧室性能影响呈现出一定的规律。当导流片伸入凹腔的长度与前钝体高度之比(a/B)为0.2,导流片到前钝体上端面的距离与燃烧室进气通道高度之比(b/H)为0.4,导流片到前钝体后端面的距离与凹腔长度之比(c/L)为0.1~0.2时,燃烧室在贫燃条件下可以实现低压降、低污染的稳定燃烧,而且出口温度分布均匀。     

航空发动机低压涡轮轴结构参数建模与分析

为研究成熟核心机的衍生发展能力,基于流体力学原理及强度理论,提出了1种低压涡轮轴结构参数的建模方法。根据涡扇发动机基本原理,建立了风扇叶尖直径、风扇角速度和低压涡轮轴输出扭矩的数学模型,并根据扭转强度、破坏扭矩和扭转稳定性等强度理论,建立了1种低压涡轮轴结构参数的数学模型。运用该模型讨论了某型核心机的衍生发展能力,分析了涵道比、低压涡轮轴壁厚与其外径及质量间的影响规律。结果表明:当涵道比一定时,低压涡轮轴外径与壁厚成反比,质量与壁厚成正比;当壁厚一定时,低压涡轮轴外径和质量均与涵道比成正比。     

飞机发动机舱火警探测系统改进研究

针对某飞机发动机舱火警探测系统误告警现象,对其火警探测系统进行了设计改进,对虚警机理进行了分析,结合飞机实际情况,提出了发动机舱火警探测系统设计更改方案。飞行验证表明,设计更改方案提高了发动机火警探测准确度。     

北斗二号中AS信号多径抑制方法及性能分析

针对北斗二号系统中AS（Authorized Service,授权服务）采用的BPSK（10）、BOC（14,2）、BOC（15,2.5）信号,研究如何抑制多径效应对AS信号跟踪的影响,提高定位精度.对3种信号的自相关特性及功率谱密度进行比对,并在对基于码跟踪环的EML（Early Minus Late,早减迟）和HRC（High Resolution Correlator,高精度相关器）技术进行分析的基础上,将这2种技术用于北斗二号AS信号的多径抑制.仿真表明：EML和HRC均适用于北斗二号AS信号,采用EML时,对BOC（14,2）、BOC（15,2.5）的多径抑制性能优于对BPSK（10）的;采用HRC时,对BPSK（10）的多径抑制性能优于对BOC（14,2）、BOC（15,2.5）的;对于BPSK（10）,HRC较EML在误差包络面积上多径抑制性能提高约89.7％;对于BOC（14,2）、BOC（15,2.5）,HRC和EML多径抑制性能相当,而EML的计算量相对较小因而整体性能更优;通过减小相关器间隔和增大带宽,可提高多径抑制性能,对BPSK（10）的效果比对BOC（14,2）、BOC（15,2.5）的更为明显.     

航空发动机点火组件故障诊断系统设计

航空发动机点火组件是发动机的核心部分,该组件设计的合理性及其工作的可靠性直接关系到发动机的工作状况,进行航空发动极点火组件故障诊断研究,对保障飞机点火组件的正常运行、提高飞机的安全性和持续适航性具有十分重要的意义.以航空发动机点火组件为研究对象,以航空发动机点火组件不同类型故障下产生的二次电压波形为基础,建立相应的故障特征库,设计基于图形匹配的航空发动机点火组件故障诊断系统.该系统能够采集点火电压波形及相应特征参数,将待检测波形与故障特征库中典型波形进行对比,得出相应故障类型.     

利用涡流发生器抑制S弯进气道旋流畸变的数值模拟研究

S弯进气道由于其良好的隐身性能为现代作战飞机所青睐,但是由于进气道是弯曲的,较大的表面曲率容易导致边界层分离,降低了进气道的总压恢复,增加了气流的湍流脉动,导致旋流畸变的发生。对边界层流动实施控制可以推迟、扼制流动分离,改变进气道的气动性能。本研究在某机型进气道的CAD模型的基础上,利用FLUENT软件对采用不同类型的边界层扰流片(涡流发生器)进行数值模拟,控制边界层分离,使大S弯进气道出口的总压恢复和旋流畸变指标得以改善。     

进口形状对内转式进气道的起动特性影响

为了研究进口形状对高超声速内转式进气道低马赫数起动特性的影响,设计了分别具有矩形、正方形、椭圆形、圆形进口形状的4个进气道,然后利用仿真方法对其不起动/再起动流场结构进行了分析.结果表明:矩形和椭圆形进口进气道的再起动马赫数相近,正方形和圆形进口进气道的再起动马赫数相近,且后两者的再起动马赫数偏高.进一步分析发现,再起动能力的差异可能是由进口的宽高比不同所导致,因此设计了不同宽高比系列的进气道,并对其不起动/再起动流场结构进行了研究.结果表明:进口宽高比对进气道起动性能具有显著影响,在一定范围内宽高比越大,其再起动能力越强.      

空气节流对超燃冲压发动机燃烧室起动点火影响的数值研究

利用空气节流在流场中产生激波串,有效地辅助燃料实现起动点火.非定常Navier-Stokes方程数值模拟研究了空气节流对超燃冲压发动机燃烧室起动点火的影响,分析了起动点火时间段(0~1.0ms)内空气节流 对流场参数的影响.数值模拟结果表明:在燃烧室入口马赫数为2.0、静温为548.8K、静压为101555.9 Pa,乙烯燃料当量比为0.5,先锋氢辅助点火的条件下,距离发动机入口845mm处,节流流量为入口空气流量的30%,有效地实现了发动机的起动点火,无空气节流情况下的发动机点火效果不佳,火焰最终熄灭.      

飞机快速机动过程中进气道/发动机一体化计算分析

基于进气道/发动机推进系统一体化动态数值模拟计算系统,对飞机快速俯仰机动飞行过程中的性能进行了计算分析研究,获取了飞机快速俯仰过程中的推进系统气动性能的变化特征,数值计算结果表明:快速变化的外部扰动会诱发发动机内部热力循环参数和性能更大的动态波动;在机动飞行的同时,增大燃油量,发动机推力下降程度得以减缓,发动机的单位燃油消耗率上升.