双旋流燃烧室主燃区流动特性PIV测量和分析

针对采用斜切径向双级旋流器的环形燃烧室单头部矩形模型,利用非接触式测量方法粒子成像测速仪(PIV)测量了主燃区的300K冷态速度场。采用Realizableκ-?湍流模型和稳态层流火焰面燃烧模型对燃烧室的冷流和燃烧流场进行数值模拟,得到燃烧室流场的速度分布和流场结构,并与试验测量数据进行对比验证。结果表明:瞬态流场结构变化剧烈,旋流和主燃射流的边界形成大量小尺度漩涡结构,回流区具有强烈的搅拌作用,回流区下游滞止点位置是随机变化的;反向旋流器比同向旋流器产生的回流区尺寸更小,燃烧状态的回流区尺寸比冷流的小,但主要受火焰筒壁面和主燃射流的约束;外旋流在距离头部5mm距离内控制内旋流,保持旋向相同;燃烧增大主燃射流穿透深度,改变流场的对称性。     

一种基于卡尔曼滤波的定位解算性能评估新方法

对基于卡尔曼滤波的定位解算性能进行评估是提高卫星导航系统性能的有效途径。而传统的评估方法受人为主观性因素影响较大,提出了一种对数最小二乘模糊层次分析(FAHP)方法和模糊综合评价(FCE)方法相结合的性能评估方法。推导了模糊权重向量的唯一性确定条件,并将对数最小二乘FAHP方法确定的模糊权重向量去模糊化,使得权重向量可直接利用FCE方法进行加权综合,形成优势互补。以基于卡尔曼滤波的定位解算性能评估为实例,通过比较分析表明,所提出的对数最小二乘FAHP-FCE评估方法计算得到的权重向量优于基于程度分析的FAHP方法和基于先验规则挖掘的FAHP方法,使其更适合于对基于卡尔曼滤波的定位解算算法进行性能评估。     

全信息代表飞行起落疲劳载荷谱编制方法研究

针对某重型歼击机的实际使用特点,在只有少量飞行载荷实测数据的基础上,利用外场飞机实际使用情况,提出全信息代表飞行起落法编制该型飞机疲劳载荷谱的方法,为先进飞机的载荷谱的编制提供一种切实可行的科学理论。     

边界扫描技术及其应用

边界扫描技术是一种应用于数字集成电路器件的标准化可测试性设计方法,它提供了对电路板上元件的功能、互连及相互间影响进行测试的一种新方案,极大地方便了系统电路的测试。介绍了支持JTAG标准的IC芯片结构,并以PC机作为平台,利用边界扫描技术对某飞控计算机系统中的CPU电路板进行测试,实现了该电路板的可测性设计,体现了边界扫描技术对于芯片互连故障测试检验效率高,控制简单方便,易于实现的优越性。     

线性摩擦焊接技术研究进展与展望

线性摩擦焊是一种优质、高效、节能、环保的固相连接技术,是解决先进航空发动机整体叶盘设计与制造的关键技术,自20世纪80年代问世以来,在国外得到了较好的发展。本文针对国内外线性摩擦焊接技术的研究与应用现状,从焊接设备、焊接试验与数值模拟角度综述了其发展概况,在此基础上,预测了线性摩擦焊接技术的发展趋势。     

飞机实际使用的比较损伤分布规律研究

利用在某型飞机载荷谱编制过程中提出的比较损伤计算方法,通过统计大量的外场飞参数据,分别按正态分布、对数正态分布和威布尔分布,研究了飞机在实际飞行使用过程中比较损伤的分布规律.研究结论对于飞机疲劳载荷谱的编制,提高结构疲劳试验,耐久性/伤容限分析的可靠度具有重要意义.     

工艺参数对线性摩擦焊接45#钢温度场及轴向缩短量影响的数值模拟分析

基于ABAQUS/Explicit显式有限元分析软件,采用开发的线性摩擦焊接同质接头的二维计算模型,研究了工艺参数对线性摩擦焊接45#钢接头温度场和轴向缩短量的影响。结果表明,提高振动频率、振幅、摩擦压力,界面温度能在更短时间上升至较高温度,且轴向缩短量以较快速率达到更大值,3者对计算结果的影响,统一于热输入功率;当热输入功率超过某一临界值时,缩短量与其呈线性关系。     

基于智能算法的格栅加筋结构稳健性优化设计

先进复合材料格栅加筋结构有较高的结构效率和较好的设计性能,在航空航天领域有着广泛的应用。本文采用人工神经网络来模拟格栅结构的参数与屈曲载荷之间的映射关系,并在此基础上对结构进行了多目标稳健性优化,使结构质量及其对不确定参数的敏感度都较低。神经网络的训练用到了粒子群优化算法,而最后的结构稳健性优化用到了遗传算法。     

基于遗传算法的大展弦比复合材料机翼结构优化设计

结构减重是飞机设计的一个重要目标,采用复合材料代替金属材料以及对结构进行优化设计可以达到减重的效果。针对一个大展弦比复合材料机翼,采用遗传算法,通过Matlab调用Patran进行建模分析,以结构强度、刚度为约束条件,同时对翼梁位置和复合材料铺层进行优化设计;根据实际工艺要求建立复合材料铺层库,以解决复合材料铺层变量过多的问题。结果表明:本文提出的优化方法有效,对工程设计有较大的指导意义;复合材料铺层库在其他涉及复合材料铺层优化的问题中也具有广泛的应用前景。     

扭曲尾翼飞行器滚转特性

为满足飞行器速度与转速匹配的要求,提出一种对斜置平板尾翼改进得到的扭曲尾翼.根据扭曲尾翼为飞行器提供滚转力矩的特性,在斜置平板尾翼模型的基础上,引入扭曲率与平均攻角来表示扭曲尾翼的几何特征,基于修正型的叶素理论建立四自由度刚体方程描述飞行器运动规律,并与数值仿真方法求解的平衡转速进行对比.计算结果表明:增大扭曲尾翼平均攻角、增加扭曲尾翼的扭曲率、减小翼展长度均能提高飞行器的转速,增加扭曲尾翼的根梢比对飞行器的平衡转速提升不大;在扭曲尾翼平均攻角不变的条件下,飞行器的平衡转速与扭曲率成线性关系.