航空发动机机匣包容性试验研究

为了研究某型发动机机匣的包容性，在立式旋转试验器上进行了包容性试验。在进行叶片飞断转速控制时，提出1 种改 进的预置切口的方法，并通过拉伸试验和有限元法确定了切口预留面积。考虑了相邻叶片对飞断叶片的影响，制定了试验方案，获 得了叶片的飞断转速、断叶与机匣的撞击影像、转子的冲击载荷、试验过程中的轴心轨迹和机匣受到撞击后的动态响应。结果表明： 涡轮叶片在5620 r/min 转速下飞断，准确控制在预定范围内，该型机匣能够包容失效叶片，测试方案合理有效，可为航空发动机机 匣包容性试验提供参考。     

基于自适应纹理复杂度的仿生视觉导航方法研究

针对稠密光流在低纹理复杂度时精度较低的问题,提出了一种自适应纹理复杂度的稠密光流优化方法,以提升光流导航精度。根据三种不同大气条件下三种不同图像模糊程度的图像光流精度与纹理复杂度的统计图,推断稠密光流的精度与图像的纹理复杂度呈线性关系。通过建立图像纹理复杂度和稠密光流精度之间的直接联系,利用灰度共生矩阵的对比度参数评价图像纹理复杂度,采用最小二乘法拟合图像纹理复杂度和光流真值优化系数的函数关系,获得自适应纹理复杂度的稠密光流优化模型。基于该优化模型设计了仿真实验,实验结果表明,基于该模型可有效提升稠密光流在低纹理复杂度时的计算精度。     

横向射流影响缓燃向爆震转捩过程的试验研究

为探究横向射流对缓燃转爆震过程的影响,在高为20 mm,深为6 mm,总长为810 mm的矩形通道内进行了横向射流加速起爆的单爆试验。采用甲烷和氧气的预混气为反应物,点火源为点火能量为50 mJ的弱火花塞点火。垂直于主流的横向喷射孔径为1 mm,喷射介质为与反应物同浓度的混气。试验主要研究射流延迟时间、射流位置、射流数量和射流分布形式对起爆特性的影响。结果显示,射流各喷射位置下均存在相应的最佳射流延迟喷射时间使得预混气的起爆时间最短。射流位置分别位于距点火区90、270 mm处的平行双射流和90、180 mm处的交错射流均具有最短的起爆时间,约为1 ms。     

基于涡环尾迹模型的共轴刚性旋翼直升机飞行动力学建模

共轴刚性旋翼直升机上下旋翼间距小,旋翼间气动干扰较为复杂,影响飞行动力学特性。针对这一问题,利用涡环单元动态尾迹方法构建了共轴旋翼气动力模型,通过与风洞试验结果比对说明该模型能够准确地计算存在气动干扰时共轴旋翼的气动力特性。以该共轴旋翼气动力模型为基础,建立了共轴刚性旋翼直升机飞行动力学模型,并以XH-59A直升机为研究对象,计算了前进比为0~0.4时的配平特性。通过与飞行试验数据的比对发现：该飞行动力学模型与飞行试验结果比对良好;且模型计算速度较快。通过对配平结果以及旋翼尾迹运动的分析发现：共轴刚性旋翼直升机旋翼间气动干扰会增加悬停和低速前飞时的配平总距和总距差动;低速前飞时的纵向周期变距负梯度现象是由于旋翼间气动干扰与刚性旋翼挥舞运动特性叠加而造成的。     

感性耦合夹层等离子体隐身天线罩电磁散射分析

设计了一种石英夹层感性耦合等离子体（ICP）隐身天线罩模型,采用有限元与Z变换时域有限差分（ZT-FDTD）联合仿真的方法,建立了ICP放电的流体模型,得到不同气压及功率下与电磁散射相关的电子密度空间分布,在此基础上建立Z变换时域有限差分法模型,对石英夹层等离子体隐身天线罩的宽频段后向散射进行计算,同时利用微波干涉法及XFDTD软件对算法及程序进行验证。结果表明：感性耦合等离子体可产生较高密度等离子体,能有效实现雷达散射截面（RCS）的减缩,在气压为2 Pa时,碰撞衰减较弱,等离子体密度分布较均匀,衰减带宽集中在等离子体振荡频率附近,功率增加会使衰减峰值向高频方向移动,气压为20 Pa时,碰撞衰减增强,且等离子体密度分布有较大梯度,衰减带宽有效增加,同时RCS曲线的波动特性加强。     

考虑维修力量影响及载荷动态分配的k/n系统模糊可靠性分析

工程实际中,维修活动开展前往往存在一定时长的准备期,且由于环境时变性、系统长期运行后的劣化累积等因素导致部件状态性能水平存在不确定性,使得系统可靠性建模较为困难。对此,运用模糊数表征系统部件的失效转移率、修复转移率及修理工维修准备率的同时,以Power Law规则刻画部件间的故障相关关系,认为部件承担载荷超过某阈值时才会引发故障相关现象,并考虑了修理工数量与故障件数量之间关系对系统可靠性的影响,研究了载荷动态分配条件下带维修准备期的多修理工n中取k模糊多状态系统模型,建立了状态转移微分方程组,提出用逆向逐层分析的思路建立系统稳态概率系数的递推关系,应用α水平截集及Zadeh扩张原理确定了模糊状态概率的截集区间,得到了系统模糊稳态指标,最后通过算例给出了修理工数量及部件参数模糊程度对系统稳态指标的影响,验证了模型的适用性。     

剪切稀化非牛顿射流撞击液膜破碎直接数值模拟

液态射流撞击是液体火箭推进系统中广泛采用的一种燃料雾化方法,其破碎特征直接影响燃料最终的掺混及燃烧效率。采用直接数值模拟（DNS）工具,研究了低雷诺数（Re_l=41）和中等韦伯数（We_l=163）条件下剪切稀化非牛顿射流撞击液膜破碎的问题,着重分析了对角液膜的三维结构、破碎特征和非牛顿特性等。研究结果表明：在所研究的射流参数下,该非牛顿撞击液膜破碎属于Open Rim类别,破碎过程具有三维特性并伴随液丝与边缘的融合、液丝向液滴的转变等时域流动特征。液体的总表面积随时间不断增长,但单位表面积随液膜破碎的发生而下降,液膜扩张半角随时间逐渐增加并趋于恒定值43°,而后部液膜的长度几乎不随时间发生变化。此外,撞击液膜表现出明显的剪切稀化特性,液体内部最低黏性系数仅为零剪切黏性系数的1/5。     

多电极偶接对金属大气腐蚀影响的试验与仿真

搭建薄液膜厚度测量与控制装置,采用微距参比电极后置法组建三电极体系,测量了厚度为100 μm的3.5wt% NaCl液膜下2A12铝合金、TC18钛合金和30CrMnSiNi2A高强钢的极化曲线和耦合体系的电偶电流;建立了基于薄壳电流分布的Comsol腐蚀仿真模型,得到了100 μm液膜下电极电位分布和电流密度分布图,通过对电极表面进行局部电流面积分计算得到了其电偶电流,对不同电极进行了面积的参数化扫描,讨论分析了不同面积比对于电偶电流的影响。结果表明：利用仿真模型得到的电偶电流值与试验值吻合较好,在2A12/30CrMnSiNi2A/TC18多电极体系中2A12充当阳极,TC18/30CrMnSiNi2A充当阴极,且阴阳极极性不随面积比的变化而发生转变,电偶电流主要集中在30CrMnSiNi2A与2A12之间,电偶电流与TC18面积呈线性关系,其对数与2A12和30CrMnSiNi2A面积的对数之间呈线性关系。利用建立的仿真模型对模拟搭接件大气腐蚀进行了仿真研究,仿真发现垫圈、2A12与30CrMnSiNi2A偶接接缝处及2A12与TC18偶接铆钉处电流密度分布更为集中,易发生腐蚀,与暴晒试验结果相符,说明该仿真模型对于多电极偶接的腐蚀分布具有很好的预测作用。     

内吹式襟翼环量控制翼型升力响应特性

传统尖尾缘翼型通过控制迎角,综合利用襟翼、缝翼来改变升力,升力对迎角变化的时间响应历程可以用Wagner函数来描述,而内吹式襟翼（IBF）主要通过控制分离来拓展最大升力,并在一定范围内通过调节射流强度改变驻点位置和环量来对升力进行有效控制,其升力随吹气动量变化的时间响应尺度是否与传统尖尾缘翼型相同还不是很清楚。本文主要研究内吹式襟翼升力响应过程,并将其与传统尖后缘翼型升力响应特性进行对比。首先通过某襟翼偏角为30°的双圆弧环量控制翼型对数值方法进行验证,再对某最大厚度为18%弦长的亚声速翼型内吹式襟翼定常吹气控制下的流场进行非定常数值模拟,并分析了其中的瞬态特征。结果表明内吹式襟翼环量控制翼型对激励响应的时间依赖特征与Wagner函数有很好的相互关系,并可以用该函数来描述。     

一种基于改进WLBF频谱的异构双基地前视SAR成像算法

异构平台组成的双基地前视合成孔径雷达（SAR）配置灵活,可实现多种构型下的前视成像,具有潜在的应用价值。然而特殊的几何构型使得其回波信号具有新的特性,给频谱模型的推导及成像算法的设计带来不便。针对这一问题,提出了一种基于改进WLBF （Weighted Loffeld's Bistatic Formula）频谱的双基地前视SAR成像算法。首先,引入时域去走动和切比雪夫降阶法,减小了传统频谱模型中相位历程的加权分割误差和二阶展开误差,在此基础上推导了回波信号的改进WLBF频谱表达式。然后,使用切比雪夫多项式将改进WLBF频谱展开并设计了双基地前视SAR成像算法。最后,对频谱模型和成像算法进行了仿真分析。结果表明所提改进WLBF频谱模型与传统频谱模型相比具有较高的精确度,设计的成像算法可满足异构双基地大前视系统的成像要求。