浴式黑体辐射源校准方法研究

介绍了几种典型的浴式黑体辐射源,并详细说明了校准方法。校准过程包括恒温槽内工作区域划定、介质温度测量、黑体腔有效发射率评估、辐射温度有效发射率修正等步骤。最终给出了浴式黑体辐射源的校准结果,并进行了不确定度评定。     

基于矩阵博弈的两机攻防对抗空战仿真

矩阵博弈法是空战决策的主要方法之一。考虑了7种基本机动动作,根据攻击和逃避两大基本原则,分别计算了空战双方的支付函数,建立了各自的支付矩阵,采用矩阵博弈方法对红蓝双方的空战进行了攻防对抗仿真。最后以两架F-16战斗机的空战为例进行了数值仿真验证。     

一种基于实时物理闭环校正的空中动基座对准方法

提出了一种基于实时物理闭环校正的平台惯导空中动基座对准方法.该方法利用卡尔曼滤波实现惯导误差的实时估计,根据最优二次型准则设计反馈控制进行惯导平台的实时闭环物理校正,有效保证了对准精度.经机载试验,平台惯导空中动基座对准后,导航精度大幅提高.     

径向旋流器气量分配对点火熄火特性的影响

针对第2级径向旋流器的气量分配对点火熄火特性的影响进行了研究.试验结果表明:对于采用同向旋转强旋流的旋流杯,空气雾化喷嘴在气液比大于3后会形成稳定的液雾,在常温常压起动点火以及熄火工况下,燃烧室中的燃油已基本雾化完全.第1,2级旋流器的气量比从0.8变化至1.2后,旋流杯液滴韦伯数大于40,液滴已进行充分的二次雾化,增加第2级旋流器气量不会进一步改善雾化质量,因此对点火和熄火特性基本无影响.      

致密发散孔冷却环形折流甩油盘燃烧室设计研究

为了研究致密发散小孔冷却环形折流燃烧室的设计方法,根据火焰筒头部无冷却时的流场形态及期望引导的流场形态,对头部壁面发散小孔进行了两种对比性设计。为对比两种方案的优劣,对设计后的燃烧室进行了数值模拟。结果表明通过增加发散小孔,调节内外环射流孔的气量分配,可成功诱导出期望的多涡流场,且方案2的发散小孔冷却效果更佳。证明通过调整内外环发散小孔开孔数量来调节射流孔的射流穿透深度,并结合甩油盘油雾诱导理想的主燃区流场形成是可行的;采用孔倾角为钝角的发散小孔可更好地保护热负荷压力大的前几排火焰筒壁面;通过在高温区增大孔阵疏密度,把高温区处的发散小孔孔径由原先的0.68mm减小至0.3~0.55mm,可实现在不改变冷气流量的前提下,增强换热,降低壁面温度。     

基于整机的中介轴承外圈剥落故障振动分析

针对某典型双转子航空发动机中介轴承外圈疲劳剥落故障诊断问题,基于整机振动耦合动力学模型,导入中介轴承外圈早期剥落故障模型,通过数值积分方法获取故障激励下的整机振动响应。提取并分析了中介轴承外圈剥落故障特征,从信号分析中发现:①出现了4倍外圈故障特征频率及其两侧以外圈旋转频率为间隔的调制边频带;②随着不平衡量增加,特征频率分量基本不变,边频带变得更加突出;③随着轴承游隙的增加,外圈故障引起的冲击更为强烈,特征频率及其调制边频均显著增加。通过比较从轴承座到机匣各测点信号的故障特征,结果表明中介轴承早期疲劳剥落产生的冲击通过轴承座传递到机匣将产生很大程度的衰减,在机匣测点信号中轴承故障特征基本消失。     

全修复策略下FADEC系统多故障TLD仿真分析

由于航空发动机全权限电子控制(FADEC)系统的时间限制派遣(TLD)分析是航空发动机型号合格审定的一项必要工作,针对目前FADEC系统的多故障TLD仿真分析方法中没有考虑短时限制派遣(ST)值可变以及维修策略对TLD分析影响的不足,提出了全修复策略下FADEC系统的多故障TLD仿真分析方法。分析和比较了现有的FADEC系统维修策略,按照机会维修或成组维修原理,提出了全修复策略。按照全修复策略,开展了仿真建模分析,设计和研究了多故障TLD的仿真流程和方法。通过实例仿真与分析,验证了所提仿真方法不受FADEC系统中零部件数量的影响,而且相对于单故障Markov模型,增加了占总故障数量8.84%的组合故障,提高了分析精度。     

基于格来圈结构的O 形密封圈动密封分析

针对导向叶片作动筒漏油故障,采用ANSYS WORKBENCH 软件分析格来圈动密封性能。依据密封理论通过分析接触压力, 发现了结构、材料及间隙等关键因素,模拟了活塞杆- 保护圈、保护圈- 密封圈、密封圈- 密封槽之间的密封效果。计算结果表明： 在同等条件下,氟橡胶相对氟硅橡胶密封效果更优。采用Archard 磨损理论进行校验计算,间接证明了仿真结果与实际情况较吻 合,仿真结果与实际工作时间误差为14.8%,具备较高的可信度。最后提出提高动密封性能应从提高接触面的光洁度入手,从而达 到降低磨损的目的。     

基于深度学习的航空发动机不平衡故障部位识别

针对基于机匣测点的航空发动机不平衡故障部位识别问题,提出了基于深度卷积神经网络的航空发动机不平衡故障部位诊断方法。针对某典型双转子航空发动机,建立整机耦合动力学模型,并利用数值积分算法实现不平衡故障数值仿真;在从发动机压气机端到涡轮端的高、低压转子上选择4个不平衡故障部位作为诊断对象,通过仿真分析得到发动机典型转速下的转子不同部位不平衡故障的仿真样本;计算4个机匣测点信号的规范化频谱,通过对大量仿真数据的处理得到反映不同不平衡故障部位的故障样本集;利用仿真得到的大量不平衡故障样本,训练深度卷积神经网络,利用深度卷积神经网络的优良特征学习能力实现航空发动机不平衡故障的不同部位进行识别,数值试验结果表明该方法对航空发动机不平衡故障部位的识别准确率达到95%。     

RP-3航空煤油模拟替代燃料的着火延迟特性

为了获得一种新的国产RP-3航空煤油模拟替代燃料的着火延迟特性,在化学激波管中完成了初始压力分别为0.1MPa与0.3MPa,当量比分别为0.5,1.0与1.5,着火温度为1000～1700K条件下该模拟替代燃料着火延迟时间的试验测试,分析了初始压力与当量比对该模拟替代燃料着火延迟时间的影响规律,并与相应工况条件下RP...