直背式轿车起动过程中气动现象的研究

用计算流体力学方法对直背式轿车起动过程中的非定常外流场进行了数值模拟,采用k-ε湍流模型及一阶迎风格式计算出两种加速度下气动阻力和阻力系数.结果表明起动过程中气动阻力有较为显著的增加,并在起动后很短时间内达最大值.当汽车行驶平稳时,阻力趋于某一定值.阻力系数在起动过程中急速下降,起动结束后变化平缓,也趋于某一定值.起动过程中,车尾部逐渐形成旋涡,汽车头尾部压差逐渐变大,行驶平稳后,压差变小.      

局域均值分解中PF获取方法的改进

航空发动机故障振动信号为典型的多分量信号,局域均值分解方法可以对其分离。在研究了经典的局域均值分解方法后,发现相邻的两个乘积函数(Production Function,PF)中存在模态混淆现象,表现为较高频PF中包含较低频PF的频率成分。针对这一问题,对PF的定义进行了改进,滤除了混淆在其中的低频信号,使信号分离更加充分。仿真信号的分析表明,改进后的算法分离效果优于原算法。试验信号的分析表明,方法可以用于航空发动机故障特征提取。     

用Xe和Kr作为霍尔电推进工质的比较

氪气作为一种惰性气体,其在地球上的资源相对于氙气要丰富很多,因此,作为氙气替代物的氪气研究,对于霍尔电推进系统的全面空间应用具有重要的意义。对亚千瓦级霍尔推力器使用氪气作为推进剂的性能、羽流进行了研究,并与氙气推进剂进行了比较。通过氪/氙气推进剂性能的比较,得出亚千瓦级霍尔推力器使用氪气作为推进剂时,性能有较大的下降,但是在大阳极流量、高功率工况下性能有变好的趋势。通过对氪/氙气羽流电子温度、电子密度、离子电流密度、离子能量的比较分析,找出了影响氪气推进剂性能的部分因素,为下一步氪气的应用研究工作提出了改进的方向。     

先进直升机旋翼悬停状态气动性能计算

 为更好地模拟先进直升机旋翼流场,同时准确计算其悬停状态的气动性能,建立了一套基于Navier-Stokes/Euler方程的混合CFD方法。该方法的求解域由两部分组成：一是围绕旋翼桨叶周围的黏性区域,采用可压缩Navier-Stokes方程来模拟旋翼附近的黏性流动和近场尾涡的捕捉;二是离桨叶较远、黏性可以忽略的远场区域,用Euler方程来描述其流动。在该方法中,将三阶逆风格式（MUSCL）与通量差分分裂方法相结合,无需添加人工黏性,因而可有效地减少旋翼尾迹数值耗散。?阌诹鞒》智蠼庖约爸芷谛员呓缣跫氖凳?采用了嵌套网格方法,并给出旋翼网格与背景网格交界面的信息传递方式。应用所建立的计算方法,首先对二维翼型、三维M6机翼的流场进行了数值模拟,以验证计算方法;然后,着重计算了有实验结果可供对比的具有先进气动外形的HELISHAPE 7A模型旋翼和UH-60A直升机旋翼,通过计算得到旋翼表面压力分布、桨叶展向拉力系数分布、桨叶表面细节流动以及气动性能等,进一步验证了该方法的有效性。     

来流马赫数和余气系数对蒸发式火焰稳定器燃烧特性的影响

在亚音速高温气流实验装置中,使用拍摄OH自发光辐射的方法研究了蒸发式火焰稳定器的燃烧特性,分析了来流马赫数和余气系数对蒸发式火焰稳定器后反应流场的影响。通过对比火焰稳定模式,气流速度较低时火焰稳定性主要靠稳定器尾迹区中涡的生成和脱落控制,而气流速度较高时稳定器侧壁内缘出现的小反应区也是火焰稳定的重要因素。喷嘴的喷射条件对稳定器后的反应流场有重要影响,在油气比较高时,气流速度较低,出现回火,火焰悬停距离较小。在同样的气流速度下,降低余气系数,稳定器后的火焰形状发生本质变化,两个强烈反应区消失,反应区的边界变模糊。     

铝基复合材料在平台环架的应用研究

惯性平台环架对零件的刚度、强度的要求很高,传统铝合金材料已经很难满 足新型平台的要求。对铝基复合材料早期性能和改良后的性能进行了研究,通过仿真分析 及力学试验,验证了铝基复合材料通过二次变形加工的方法,有效提高了强度和延伸率, 应用复合材料后,在大过载情况下能够有效抵抗变形,从而提高平台系统精度。     

航空发动机外部管路的振动响应分析

针对航空发动机外部管路的动力学设计需求,采用基于试车实测数据的振动响应求解方法,对典型管路的振动响应特性进行了计算分析。研究结果表明:在风扇机匣位置的管路主要承受转子不平衡和风扇气动激励,表现为典型的简谐激励特征,可采用谐响应分析方法求解其振动响应。低阶振型对管路的动态特性起决定作用,振动能量输入导管结构后,响应输出方向可能发生变化。在燃烧室及尾喷口位置的管路主要承受来自于燃烧室火焰脉动和气动噪声激励,表现为典型的随机激励特征,可采用动力学谱密度方法求解其振动响应,得到功率谱密度响应曲线及具有一定置信度的位移分布和应力分布。     

超轻型电动飞机电动力系统的参数匹配

结合某型超轻型电动飞机的设计参数,阐述了电动力系统的布局、系统参数匹配的原则和步骤.提出了电动力系统参数匹配和性能验证的方法.从动力性、经济性、系统质量的角度验证了该系统的可行性.参考飞机的最大平飞速度为175.5km/h,大于设计要求的最大平飞速度170km/h,满足动力性能要求.电动力系统的运行费用为6.8元/h,是相近功率活塞发动机运行费用的1/8.与3种电动飞机相比,参考机型的功质比仍比较高,达0.0842kW/kg,为可接受值.      

充气式翼型绕流大涡模拟分析

针对多梁式充气机翼阿翼型,采用大涡模拟方法对其表面的复杂流动进行了数值仿真研究,得到了其迎角在0°-20°时的流动情况和气动力特性,并与其他仿真结果和风洞试验结果进行了比较分析。结果表明：采用大涡模拟方法得到的计算结果与风洞试验结果较为吻合,可以更好地模拟充气式翼型的表面流动情况。     

随机载荷谱下基于声发射的耳片接头疲劳裂纹识别方法

作为航空结构中传递集中载荷的关键部件,耳片接头的失效将会带来灾难性的后果,因此需要通过疲劳试验来验证其是否满足设计要求。声发射（AE）作为一种在线监测手段,能够及时捕捉接头裂纹萌生扩展进程,提升试验质量。然而,在随机载荷谱下,会产生大量极其复杂且毫无规律的声发射信号,致使传统的基于特征提取及参数滤波的声发射数据分析方法难以发挥作用,无法有效识别接头裂纹的萌生。因此,本文提出了一种随机载荷谱下疲劳裂纹的声发射识别方法,该方法利用随机载荷谱的分布特点,通过分析不同载荷谱块下相同循环时段所对应的声发射信号表象差异来发现、锁定异常,并结合定位分析与干扰排除分析,确定裂纹的发生时间及位置。通过疲劳试验,该方法的有效性得到了证实,因而可为随机载荷谱下的相关航空结构试验提供参考。