具有变胞功能的自主移动制孔机构

根据飞机自动化装配的应用需求,结合变胞原理提出了一种双偏心变胞源机构.在此基础上设计了一种具有变胞功能的自主移动制孔机构,能实现行走和调姿制孔两种功能阶段之间的变自由度切换.给出了调姿过程由初始状态经俯仰与侧滚后到达期望法矢位置各足驱动量的运动学反解算法,可用于实时控制.运用Matlab绘出了实际工况下反解算法中各足偏移量区域,完成了双偏心变胞源机构的尺寸设计.建立虚拟样机,联合算例进行运动学仿真,结果验证了运动学算法和双偏心变胞源机构适用于本机构.研制了实物样机,测试了系统的调姿精度,结果表明可满足飞机装配自动化制孔的要求.      

复合材料叠层结构孔口附近应力分析方法研究

本文在总结前人对复合材料结构开口的应力集中研究的基础上,根据孔口附近应力场的特点,提出了一种适于工程应用的复合材料叠层结构开口附近应力分析的有限元改进算法。由于应力计算精度的改进仅在孔边、拐角等高应力梯度区域局部进行,且改进后的单元能进一步精确描述应力集中区的应力场。因而,使用该方法计算孔边应力,用较少的单元就能得到满意的精度,大大减少了计算费用和时间。 文中选择了一些有代表性的考题验证了该方法的有效性。并着重研究了带有圆角矩形孔的复合材料层板结构的孔边应力分布,给出应力集中系数随圆角半径的变化规律、孔边加强对应力集中的改善以及±45°纤维铺层比例对孔边应力分布的影响,得到了一些对工程部件开口设计有用的数据资料。     

三角机翼过失速非定常空气动力特性研究

在３ｍ低速风洞中研究了７０°后掠角三角翼过失速气动特性。实验中使用了专门设计的液压动态实验台，它可以模拟迎角的变化规律以便研究角速度，迎角变化历程对空气动力特性的影响。实验中迎角范围０°－９０°。使用六分力应变天测量非定常空气动力。研究指出：当作大迎角纵向过失速机动时，其空气动力有很大超调量和呈现滞回线特征，它们随着减缩频率增大而增大。特别是力矩特低迎角（α＞３０°）具有阻尼特征，但在高迎角时（３     

涡轴发动机燃烧室头部流场试验研究

对涡轴发动机短环直流燃烧室进行了突扩区和火焰筒头部间流场试验研究。采用ＬＤＶ多谱勒激光测速仪测量了燃烧室头部的时均速度场和各测量点的紊流强度，并绘制了流谱。通过对七种不同结构方案扩压器进行试验，研究了几何参数和前置扩压器出口气动参数变化对突扩区和火焰筒头部间速度场以及各点紊流强度、旋涡位置与大小的影响。通过流场分析找出各参数对燃烧室性能影响的规律。本试验结果可为涡轴燃烧室的优化设计提供可靠的有应用价值的试验依据。     

旋转对管内流体流动的影响

本文描述了旋转管流的基本运动方程。在笛卡尔坐标系和柱坐标系中,针对两种基本的几何流动,推导出旋转情况下管内的流动方程,定义了影响旋转管流的流动和换热的两个无量纲准则数J和Ra,分析了二次流产生的原因,从而说明旋转对流动的影响以及旋转管流的运动特征。     

战场电磁环境及其对导弹武器装备的威胁

首先阐述了战场复杂电磁环境的组成,概述了战场电磁环境的复杂性和电磁环境对导弹武器产生影响的作用机理,并分析了静电、放电、雷电、人为电磁环境对导弹武器装备的威胁,最后提出应对措施和建议。     

航空发动机过渡态全局寻优控制方法研究

为了对发动机的动态过程进行控制, 提出了一种基于SQP的全局寻优控制方法.每一步寻优过程分为长程优化和短程优化两个阶段.根据长程优化结果, 重构了关联目标函数, 在此基础上, 进行了短程优化修正, 并利用修正结果进行控制.将这种方法应用于某型航空发动机的过渡态控制中, 得到了理想的控制结果.仿真结果表明该方法能较好地解决一般局部优化方法在有纯延迟、模型失配等情况下的优化控制效果下降的问题.      

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.