干摩擦面上接触应力分布的混合分析法

为准确而方便地获得诸如航空发动机风扇（转子）叶片凸肩（叶冠）之间的干摩擦接触面上的应用力分布，将光测弹性实验方法与有限元数值计算方法结合，建立一种求解接触应力的滋合法。用云纹干涉法提取光弹模型接触面的位称作为计算的边界条件，获得接触面上的接触应力。该方法提高了计算方法的精度和效率，也克服了单纯用实验方法求解接触应力的困难和花费大的缺点。应用混合法分析了航空发动机带凸肩风扇叶片在高速旋转时凸肩间接触面上的接触应力，比较混合法一光弹性法所得接触应力分布，两的结果比较一致。     

失速起始检测的低频平均频谱幅值法

高速多级轴流式压气机在中低转速的失速起始总是以短周期扰动的形式出现。为了在压气机整机进入深度失速前检测到失速起始信号，通过分析提出了一种基于低频平均频谱幅值的失速起始信号检测方法。对某轴流式压气机压力测量信号的分析结果表明，该方法是准确、可靠和快速的，有望用于失速起始的实时检测。     

结构刚度对翼根螺栓组载荷分布的影响

 由于静不定结构中载荷按刚度分配,对于机翼翼根采用螺栓组连接的结构,其连接螺栓承受的载荷会随结构刚度变化。为考察螺栓载荷随结构刚度的分布特点,结合某新型地效飞行器的机翼结构分析工作,在PATRAN/NASTRAN环境下对该机在翼根附近的主要结构进行了有限元建模。主要研究了因机翼剖面形状导致翼根各处刚度不一致而对螺栓载荷分配造成的影响。另外,考虑到中央翼的桁条对提高其支持刚度也会起到一定作用,因此,比较了中央翼带桁条与不带桁条两种情况下螺栓的受力特性。通过局部模型的有限元分析,总结出一些螺栓载荷的变化规律。得出的结论对于类似的地效飞行器或轻型飞机翼根连接设计具有一定参考价值。     

三星对地面辐射源的高程修正定位算法与误差研究

提出了用最小二乘估计解算辐射源位置,在迭代过程中通过地理信息系统查询并不断修正目标高程,同时其定位误差进行了分析和仿真。结果表明,修正高程误差后可以改进目标高程定位精度,进而促进水平定位精度,水平定位精度的提高又会促进在高度上的定位,从而使整体的定位精度得到了改善。     

变工况下非轴对称端壁环形叶栅流场特性实验

通过风洞实验对三角函数非轴对称端壁造型法和压差非轴对称端壁造型法设计的环形叶栅在设计工况和非设计工况下的流场参数进行了测量与分析.结果表明:不同进出口条件时,非轴对称端壁造型对于流场参数影响呈现出一些新特点.由于压力面与吸力面上压力改变的幅度大小会因为来流条件的变化而不同,当地总压损失系数会随着出口马赫数的降低而减小,二次流速度矢量分布规律不会随着出口马赫数的变化而不同,但二次流速度大小及通道涡系强度会随着出口马赫数的降低而减小.      

昆虫翅悬停飞行中的三维空间旋涡结构

昆虫(果蝇)悬停飞行中,翅膀按照特定的拍动方式往复运动,产生非定常高升力维持身体的平衡.研究昆虫高升力机理,需要探索拍动翼运动引发的三维空间非定常流场的特性,尤其是三维空间非定常涡的发展变化过程.本文将氢气泡流动显示技术应用于动态模型实验,定性的观察拍动翼前缘涡(LEV)的发展破裂过程.并利用数字体视粒子图像测速,DSPIV(Digital Steroscopic Particle Image Velocimetry)技术,测得了拍动翼运动瞬时相位和相位平均的三维空间流场信息(速度向量场、截面涡量场、空间涡量场,以及三维空间流线),揭示了拍动翼展向流动的存在,并结合定性和定量方法多角度说明了前缘涡沿展向发展到破裂的流动结构,并说明了侧缘涡与前缘涡的相互影响.测量结果表明:在雷诺数960的情况下,拍动翼运动至相位时,翼面上前缘涡在距翼根约60%展长的位置发生破裂;翼根至破裂点之间,展向流动稳定,指向翼梢;破裂点以后,展向流改变方向,指向翼根.     

高超声速飞行器机体/推进一体化设计的启示

机体/推进一体化设计是吸气式高超声速飞行器的关键技术。飞行器的前体和后体既是主要的气动型面,又是发动机进气道的外压缩型面和尾喷管的膨胀型面,一体化设计直接影响飞行器的气动与发动机性能。本文阐述了吸气式高超声速飞行器的主要特点,梳理了飞行器的推阻匹配、升阻比特性、操稳匹配等主要气动设计问题。通过对国外典型高超声速飞行器机体/推进一体化设计技术的综合分析,总结了前体/进气道、后体/尾喷管、边界层强制转捩装置等关键部件的气动设计方法,获得了有意义的启示,可为后续吸气式高超声速技术研究提供重要参考。     

壁面抽吸条件下的爆震波传播特性

为研究静止气中壁面抽吸对爆震波传播特性的影响,采用数值模拟方法研究了多孔抽吸壁面条件下爆震波的流场结构、传播速度等特性的变化规律。结果表明多孔抽吸壁面对爆震波传播特性有两方面的影响。首先,流场与多孔壁面发生碰撞产生弧形激波,弧形激波对爆震波的横波结构造成直接破坏,导致靠近多孔壁面区域的爆震波产生明显的速度亏损,爆震波强度削弱甚至熄爆;其次,多孔壁面作用导致了流场不稳定性增强,流场与孔板碰撞产生高温高压点,对爆震波的传播有促进作用,尤其在临界条件下,可能导致爆震波熄爆后重新起爆。在保持抽吸压力和边界条件不变情况下,对不同活性及不同抽吸距离时的爆震波传播特性进行研究,发现预混气活性降低、抽吸距离增长时,爆震波结构和传播速度受壁面抽吸影响增强。在加长抽吸距离条件下,随着预混气活性的降低,存在3种爆震波传播现象,即自持传播、熄爆后重新起爆以及完全熄爆。将相应工况下的实验研究与数值模拟结果进行对比,验证了数值模拟结果的正确性。     

现代喷气战斗机的发动机安装设计

发动机安装设计是飞机设计的一项重要工作,战斗机的发动机安装设计工作尤为重要且任务复杂.本文在收集整理大量文献资料的基础上,概述现代战斗机发动机的安装设汁,重点剖析了国外八个型号战斗机的发动机安装设计实例,比较各型战机的发动机安装设计异同,包括安装形式设计和安装节等结构部件的细节设计等.通过实例剖析和异同比较,有助于深入理解发动机安装设计的特点和规律,发展我国有自身特色的发动机安装设计解决方案.     

叶片脱落诱发的转子- 盘片系统不平衡响应分析

为了厘清叶片脱落诱发的失衡载荷及瞬时冲击对航空发动机转子系统动特性的影响,以转子- 盘片系统为研究对象, 考虑弹性支承的影响,基于ANSYS/LS-DYNA 软件建立系统的有限元模型,模拟叶片脱落对转子- 盘片系统振动响应的影响,分析转 子转速、不平衡量、盘偏置量及支承刚度对系统不平衡振动响应的影响规律。结果表明：轴承支承总反力的变化趋势与系统不平衡 量的变化趋势相同;盘片结构越靠近轴承支承端,轴承支承总反力越小;刚性支承（≥107 N/m）下轴承支承总反力较柔性支承（<107 N/m）下的偏大。该研究可为转子- 盘片系统的结构设计提供参考。