大型水陆两栖飞机侧风起降的滑流影响分析

大型水陆两栖飞机AG600的动力装置为安装在机翼上的4台同向旋转涡轮螺旋桨发动机,针对1：15缩比模型带动力风洞试验显示的螺旋桨滑流对侧风起降状态的偏航力矩不稳定影响,对全机带动力风洞试验模型进行了大规模并行非定常数值计算,再现了风洞试验现象,通过流动机理分析明确其产生原因主要是左侧滑时右外翼分离和垂尾背鳍涡破裂,这些原因和数值模拟的准确性也为后期的风洞试验所证实。考虑到模型风洞试验中尺度限制造成的低雷诺数和高螺旋桨转速,为保证飞行安全,继续采用该非定常方法对全尺寸飞机真实侧风起降状态进行了详细数值分析和偏航稳定性评估。研究结果显示,在飞行雷诺数和螺旋桨转速下,相同侧风范围内风洞试验显示的流动不稳定因素基本消失,偏航稳定性允许的侧风范围明显增加。本研究实现了四发螺旋桨飞机起降状态横向气动特性的滑流影响非定常数值分析,建立了基于计算流体力学的风洞与飞行雷诺数效应的相互关系,进行了偏航稳定性的虚拟试飞评估,研究成果也为AG600飞机的首飞和飞行试验所验证。     

基于HHT的航空直流串行电弧特征提取方法

由于飞机内部布线空间有限、电弧故障存在发生时间地点随机以及特征不明显等问题,导致检测困难。本文基于航空270 V高压直流（HVDC）系统开展直流串行电弧故障特征提取方法研究,采用希尔伯特黄变换（HHT）提取电弧电流交流分量的时域和频域特征量。选择HHT的固有模态函数IMF5瞬时幅值的峰峰值和标准差作为识别电弧故障的时域特征,与原始信号中提取的时域特征量对比,正常和电弧特征量的区分度更大;选择HHT的固有模态函数IMF1+IMF2、一定频带范围内的瞬时幅值计算得到的谐波功率和作为区分正常和电弧情况的频域特征量。与常用的快速傅里叶变换（FFT）方法相比,HHT三维时频谱能够反映信号的局部特征,HHT方法计算得到的正常和电弧特征量之间的区分度更大,电弧和正常特征量的比值最高可达346。基于HHT的电弧故障特征提取方法能够更好地区分正常和电弧情况,有助于提高电弧故障的检测率,降低虚警率,具有重要的工程应用价值。     

翼型低雷诺数层流分离现象随雷诺数的演化特征

层流分离现象是翼型低雷诺数条件下出现的典型流场特征。层流分离流动中包含流动分离、转捩、再附等非定常流动结构,层流分离流动的形成与演化会对翼型气动特性产生恶化作用。采用大涡模拟（LES）方法对低雷诺数范围内不同雷诺数下的翼型层流分离流动开展精细数值模拟,研究了雷诺数对翼型气动特性的影响规律及作用机理。LES方法采用隐式亚格子模型,基于结构化拼接网格,对流项离散和时间推进方法分别采用AUSM⁺格式以及双时间步方法。验证算例计算结果表明数值模拟方法的正确性及可靠性,雷诺数对翼型气动特性具有显著影响。随雷诺数降低,时均分离泡外形增大、位置后移,平均阻力系数增大,特别是在较低雷诺数下,翼型升阻力系数随时间出现振荡现象。进一步研究表明,造成不同时均分离泡形态和气动特性的原因在于翼型上表面分离剪切层的失稳与转捩特征。随雷诺数降低,流动黏性增大,导致分离剪切层速度梯度减小,流动发生转捩及再附位置后移,直至翼型表面不再发生转捩和再附。     

CFRP反射器型面主动控制和作动器位置优化

研究了运用压电陶瓷作动器对碳纤维增强复合材料（CFRP）格栅反射器的型面主动控制。首先,采用了一种具有独立电压自由度的梁单元,以及考虑高阶剪切变形的板单元,对主控格栅反射器进行有限元建模;运用能量变分哈密尔顿原理推导了主控格栅反射器的有限元控制方程,并给出了反射面型面残余均方根（RMS）误差最小的电压最优控制方法。然后,研究了在典型载荷下,反射面残余RMS误差最小的PZT作动器位置分布的优化配置问题;提出了一种将遗传算法和梯度投影方法相结合的改进优化方法,用来求出在限定作动器数量的条件下,作动器几何位置的优化配置,使控制后反射面的残余RMS误差最小;给出的数值算例验证了方法的正确性和有效性。最后,研制了格栅反射器型面主动控制的实验样机,针对反射器的初始制造误差进行了型面主动控制,验证了控制方法的可行性和有效性。     

基于虚拟安全域的多级安全访问控制

虚拟化技术作为云计算的核心技术,相对于传统技术具有节约开销、易于管理、灵活制定等优势,成为业界应用的热点技术。文章研究了传统的BLP多级安全模型,并改进了该模型应用于虚拟化系统访问控制,结合虚拟安全域的概念,设计实现了虚拟化系统访问控制模型,主要结合分级分域原则对虚拟机之间的通信控制和虚拟机对虚拟磁盘的访问控制进行约束。     

基于最优误差动力学的时间角度控制制导律

针对带有攻击时间和终端攻击角度约束的导弹制导问题,设计了一种基于最优误差动力学的时间角度控制制导律,并给出了明确的性能指标。推导广义最优角度控制制导律作用下的剩余飞行时间估算表达式,在广义最优角度控制制导律的基础上增加攻击时间误差反馈项,将攻击时间误差看做跟踪误差,设计的制导律使跟踪误差以最优模式在有限时间内收敛到零,最终实现攻击时间和终端攻击角度的共同控制。对不同参数下的情况进行仿真,验证了所提制导律的有效性。     

航空发动机反推力装置安装座断裂分析

在某发动机反推力装置整机试验过程中,1处作动筒安装座发生断裂。为确定故障原因,对断裂安装座进行宏观检查、断口分析、材质分析及有限元分析等。结果表明:安装座前侧安装边棱边与座身转接处首先发生高周疲劳断裂,该处断裂后造成构件结构失稳,在试验载荷的进一步作用下导致另外2个安装边发生瞬时断裂;疲劳源区存在的缩孔缺陷导致该处产生应力集中,对安装座过早疲劳开裂有促进作用;合金成分中Cu元素含量超标导致组织中析出大量θ脆性相,从而降低了合金强度,这也是安装座过早疲劳开裂的原因。对铸造工艺和无损检测工序提出了改进建议以避免此类故障再次发生。     

航空发动机制造仿真数据管理集成应用系统实现

基于航发集团工程数据中心协同、共享环境,结合航空发动机制造仿真业务特点和需求,构建了制造仿真数据管理集成应用系统,涵盖了制造仿真结果数据管理、仿真数据定义和管理、仿真资源库管理、数据协同等方面的业务功能,面向航空发动机制造仿真数据的统一管理、协同共享进行了有益的探索。     

一种纬度估计算法优化及误差抑制技术研究

在战时,舰船会由于卫星信号受干扰等情况影响而无法获取准确的当地地理位置信息。这就需要船舶能够在行进中估计纬度。为提高纬度估计精度,提出了一种舰船行进中纬度估计算法优化及误差抑制方法。首先利用重力加速度在惯性坐标系的投影,构建几何解析方程求解一定精度的纬度信息。通过选取重力加速度最优积分区间,提高了动基座条件下的纬度估计精度。行进中的舰船易受风浪等因素影响,导致罗经测量的地球自转角速度和重力加速度受到严重干扰,因此纬度估计精度下降。针对该问题,采用最小二乘拟合算法对外部扰动误差进行抑制。仿真结果表明,该方法能够有效提高舰船行进中的纬度估计精度。     

航空发动机软壁风扇机匣包容性研究

高强度纤维缠绕增强的软壁机匣是大型航空发动机轻质风扇机匣的主要选型之一。针对大型航空发动机软壁包容机匣的总体设计思路,从结构特点、数值分析技术、试验方法、纤维性能考核等方面研究了其包容性分析设计的方法。分析了软壁风扇包容机匣的结构特点,较适用于工程、机理分析地连续介质模型和纱线模型,得出了旋转打靶试验能有效考虑关键因素,而部件包容试验则能初步验证包容能力,数值仿真与部件试验相结合能快速掌握软壁机匣的包容性设计方法。此外,软壁机匣外层纤维织物的拉伸、剪切、摩擦、应变率效应、抗老化测试等性能测试,可为选取优良的纤维织物以及发展适用的材料模型提供参考和依据。