卫星动力学环境试验数据库系统的设计与实现

文章在对卫星动力学环境试验数据库的需求进行分析的基础上,提出了数据库系统的总体设计框架和模块结构设计,并介绍了它的多元化分析整体设计过程.系统的总体框架分为4层:数据获取层、数据存储层、逻辑层和客户层.模块主要分为:入库与出库模块、查询模块、报告生成模块、功能接口模块和模态虚拟试验平台模块.该数据库现已应用于卫星动力学环境试验中.     

某型发动机无失效数据的Bayes可靠性分析

在定时截尾试验中,有时会遇到无失效数据,特别是在高可靠性、小样本问题中更容易产生无失效数据。对某型发动机的无失效数据,在失效概率服从不完全Beta分布时,给出了失效概率的Bayes估计,并在引进失效信息后,给出了失效概率的Bayes估计和综合估计,从而可以得到该型发动机可靠度的估计。     

平行区域导航航路安全性分析

空域容量不足是导致对空域结构进行修改的决定因素之一。修改空域结构又需要一系列技术分析和论证工作,而对修改后的空域进行安全性评估是其中最重要的工作之一。在总结Reich模型和相关文献基础上,完善了在雷达间隔条件下的碰撞风险模型,提出了有雷达管制间隔分别无非侵入区和有非侵入区条件下出现飞行冲突需要管制员干预的计算模型。在上述模型基础上,对现有京沪单航路结构增加了一条平行航路,从而构成平行区域导航航路并对其航路间隔大小进行了分析论证,评估其安全性,同时分析了管制员的干预情况,也为进一步的空域扇区结构调整提供了依据。     

变轨发动机组辐射传热地面模拟试验

采用电加热器和水冷真空舱近似模拟发动机内外的高温燃气和低温真空环境，以敷辐射涂层的不锈钢代替铌合金，在地面进行了飞船变轨发动机组缩比试验件的高温辐射模拟试验。结果表明：中部温度为900℃，喷口温度为250℃的试验工况下，四机并联工作引起的最大周向温差在中亿部和喷口分别约为21℃和150℃，两机工况时周向温度不均匀性不及四机严重，喉部温差基本可忽略。     

飞翼无人机进舰下滑纵向固有模态特性研究

针对舰载飞翼布局无人机与常规布局飞行器不同的气动外形,建立无人机飞行状态下附近流场的网格模型,并计算了该型无人机的气动参数。基于插值函数计算得出该型无人机的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数对于迎角变化的曲线。建立纵向小扰动方程进行仿真计算,求解出该型无人机在进舰下滑状态时的固有模态特性。计算结果表明,该模型在配平条件下可用于舰载飞翼布局无人机的着舰气动适配性研究。     

大子午扩张涡轮过渡段的子午型线

在低压涡轮导叶设计中采用三种不同前掠叶型,与原子午型线匹配具有不同分离程度,提出两种子午型线设计方法,采用N-S方程全三维CFD软件对每种方法的多个方案与各种叶型匹配情况下进行数值模拟;研究了大子午扩张涡轮过渡段在不同分离情况下的子午型线优化设计特点。结果表明,通过优化子午型线能够明显提高气动性能,并针对不同分离程度,其提高的限度不同,其子午型线设计的特点也有所不同。     

翼面结构结点载荷转换分配方法的比较分析

在对飞机的翼面结构进行有限元分析时,如何将气动载荷有效地加载到有限元模型上至关重要。研究翼面结构中气动结点载荷向有限元结点载荷转换的三种分配方法:三点排、四点排、多点排,并使用这三种方法对翼面结构有限元模型进行分析计算。结果表明:三种方法均能满足总载荷相同、总压心相同,且满足载荷分配要求;多点排方法不仅能适用于极端条件下的载荷分配且算法实现简单、计算效率高、理论依据强,还能实现载荷加载点位置的自由选取,四点排、三点排依次次之。所得结论可为结构有限元计算的载荷前处理和拓扑优化中的载荷分配提供一定参考和借鉴。     

Performance analysis of variable speed tail rotors with Gurney flaps

Gurney Flaps (GFs) are used for improving the performance of variable speed tail rotors. A validated analytical helicopter model able to predict the main and tail rotor power is utilized. The fixed height GF has substantially small influence on the tail rotor power in hover and low to medium speed forward flight, and can obtain significant power reduction in high speed flight. This ability can be enhanced by decreasing the tail rotor speed. With the deployment of GF, the collective pitch of the tail rotor decreases, and the maximum tail rotor thrust increases. The GF can compensate the reduction of the maximum thrust by the decrease in the tail rotor speed. The GF with a height of 5% of the chord length can almost remedy 50% of the thrust reduction introduced by decreasing 10% of the tail rotor speed. With the increase of GF height, the maximum thrust generated by the tail rotor increases. The GF with larger height can cause the increase in the tail rotor power in hover and low to medium speed flight. The retractable GF can obtain more power savings than the fixed height GF. However, the benefit is substantially small even in high speed flight. Considering the side effects introduced by the active GF, the fixed height GF may be more preferable. The mechanism for the retractable GF to generate more tail rotor thrust is to increase the lift in advancing side due to the higher dynamic pressure.     

风机叶片断裂原因分析

叶片在安装试运行过程中发生断裂,断裂位置位于叶根附近,通过对故障件的观察、测试与分析,确定了叶片发生低周疲劳断裂的原因是由于生产过程中工艺控制不良,叶片根部局部区域树脂固化不完全,导致该区域的强度、刚度极低,当受到疲劳载荷作用时在结构应力集中区域首先发生分层开裂、扩展直至最终失稳断裂。同时指出固化不完全的原因。     

蜂窝夹层边缘斜削区强度仿真分析

蜂窝夹层在航空器结构尤其是直升机结构中有着广泛的应用,其中边缘闭合是夹层结构设计的特有问题,采用斜削结构过渡并与其它结构实现连接是一种典型的形式,考虑到蜂窝夹层结构在成型中斜削区施加压力的不均匀性,在斜削区与蜂窝芯子通过膨胀胶膜胶接从而避免结构脱粘,但在高温影响下膨胀胶膜的力学性能出现降低,导致蜂窝夹层边缘斜削区位置粘接强度受到影响,从而影响到整个蜂窝夹层结构边缘的传力,利用静强度分析了在常温使用条件下斜削区膨胀胶膜完全起作用下蜂窝夹层边缘的应力分布,考虑到胶膜在120℃使用环境下管剪切性能降低的情况,利用热力耦合的方法分析了在120℃使用环境下蜂窝夹层边缘的应力情况,计算结果表明在高温状态膨胀胶膜不起作用的情况下蜂窝夹层结构边缘斜削区仍满足强度要求。