高焓激波风洞喷管流场非平衡特性研究

高焓激波风洞是开展高超声速流动研究的重要地面模拟设备,但其产生的高焓气流在喷管中的膨胀过程是一种典型的热化学非平衡流动,试验段特征参数通过直接实验测量难以完全确定。本文通过求解耦合双温度模型的轴对称Navier-Stokes方程,研究了高焓激波风洞中典型状态下气流的热化学非平衡流动特性,分析了焓值对非平衡特性的影响规律。结果表明,喷管出口自由流均匀区域达到出口截面直径的75%以上,能够为实验提供足够的空间;喷管出口自由流处于热化学非平衡状态,在喷管喉道后约1/5喷管长度处气流即已处于冻结流状态,组分浓度和振动温度随气流流动基本不变;焓值在8.4MJ/kg~19.5MJ/kg之间变化时,非平衡程度随着焓值的增加而增强,但是低焓值时非平衡程度的增强更加剧烈。     

An equivalent ground thermal test method for single-phase fluid loop space radiator

Thermal vacuum test is widely used for the ground validation of spacecraft thermal control system. However, the conduction and convection can be simulated in normal ground pressure environment completely. By the employment of pumped fluid loops’ thermal control technology on spacecraft, conduction and convection become the main heat transfer behavior between radiator and inside cabin. As long as the heat transfer behavior between radiator and outer space can be equivalently simulated in normal pressure, the thermal vacuum test can be substituted by the normal ground pressure thermal test. In this paper, an equivalent normal pressure thermal test method for the spacecraft single-phase fluid loop radiator is proposed. The heat radiation between radiator and outer space has been equivalently simulated by combination of a group of refrigerators and thermal electrical cooler(TEC) array. By adjusting the heat rejection of each device, the relationship between heat flux and surface temperature of the radiator can be maintained. To verify this method,a validating system has been built up and the experiments have been carried out. The results indicate that the proposed equivalent ground thermal test method can simulate the heat rejection performance of radiator correctly and the temperature error between in-orbit theory value and experiment result of the radiator is less than 0.5 C, except for the equipment startup period. This provides a potential method for the thermal test of space systems especially for extra-large spacecraft which employs single-phase fluid loop radiator as thermal control approach.     

基于功能危险性评估的民用飞机驾驶舱门设计探讨

FAA分别于2002年和2008年颁布25-106及25-127修正案,增加驾驶舱门安保事项以提高驾驶舱的安全水平。修正案要求加固驾驶舱门,驾驶舱门必须设计成可以阻止未被授权人员进入驾驶舱并且阻碍危险物体射入以保证机组人员的安全。驾驶舱门必须能检测驾驶舱失压并可以释放门或者卸压板平衡压力差,还应有措施使飞机机组成员在该舱门卡住的情况下能直接从驾驶舱进入客舱。因此,在驾驶舱门上设有一个可以快速释放的紧急出口。根据飞机驾驶舱门结构及功能的主要特点,对驾驶舱门功能故障进行探讨,同时对功能故障引发的危险性等级进行划分,以确定安全指标,进而辅助驾驶舱门设计工作。     

机翼顶起设计解析

飞机全机顶起是飞机维护时必不可少的操作程序,其中机翼顶起是全机顶起的一个重要组成部分。机翼顶起设计包括两个方面内容,即顶垫设计和机翼千斤顶选型。顶垫设计与顶起点结构设计、机翼千斤顶选型是联合设计、相互影响的。     

含裂纹金属薄板的断裂韧度与剩余强度研究

为了探究影响含裂纹铝合金薄板材料断裂韧度、剩余强度的几何因素以及韧性材料的断裂机理,对典型航空铝合金2524-T3薄板,采用不同宽度、不同初始裂纹长度的中心裂纹板试样进行试验,测定材料的K-R阻力曲线,确定平面应力断裂韧度Kc和表观断裂韧度Kapp.试验结果表明:对于薄板结构,K-R阻力曲线与板宽相关;试件宽度、初始裂纹长度对断裂韧度和表观断裂韧度的确定都有影响,且板宽度的影响较大.基于上述结论,推荐两种可同时反映韧性材料断裂中的净截面屈服效应和韧性撕裂过程的剩余强度预测方法.     

结构隔绝内-外空间的流-热-固耦合仿真应用

为验证和指导高速飞行器的防隔热设计,准确地模拟气动热产生的热量穿透防隔热材料进而影响舱内温度空间分布和时间变化的过程,研究了一种同时求解机体外流场及气动热、机体结构传热及舱内流场温度场仿真计算方法,其中的传热方式包括热传导、热对流及热辐射。采用两套计算模型、两种求解器、一个数据交换文件的计算结构,构建了一种针对流场-热-结构的多场耦合分析方法,实现了对固体隔绝内外流场温度动态变化问题的仿真分析。最后通过计算实例验证了整套计算方法,得到的飞行器舱内温度变化特性能够用于指导高速飞行器的防隔热设计。     

轻型通用飞机外挂吊舱对气动特性影响研究

飞机完成外挂吊舱的改装后,会引起其气动特性的变化,进而影响其飞行性能和操稳特性。以某双发轻型通用飞机为研究对象,在其机头处挂装光电吊舱、机腹处挂装SAR雷达吊舱,利用CFD技术获得外挂吊舱后飞机的气动数据,并计算改装后飞行性能的变化,分析改装对操稳特性的影响。结果表明:改装后飞机的起降距离、爬升率、航程航时等飞行性能指标有所降低,但对飞行品质的影响较小。研究结果可以指导飞机吊舱加改装,并可作为适航取证和后续试飞试验工作的参考。     

基于仿真技术的空调系统冲压空气能耗研究

简要介绍了开展民用飞机空调系统仿真分析及研究的重要意义和空调系统工作原理。建立了民用飞机空调系统主要部件的数学模型,开发了系统部件仿真模块及驾驶舱/客舱热载荷模块等,用搭建的部件模块组建了某民用飞机空调系统仿真模型,完成了仿真计算算例。对仿真算例进行试验验证以修正仿真模型,应用修正的仿真模型预测民用飞机整个飞行剖面内空调系统的冲压空气流量,同时采用标准计算方法评估空调系统冲压空气能耗,为空调系统的冲压设计提供依据,对飞机空调系统设计、优化及适航符合性验证具有重要的参考意义。     

商用飞机成本指数方法及其案例研究

成本指数功能是现代商用飞机设计中不可或缺的功能之一,是航空公司实际运营过程中节约成本的有效手段。描述了商用飞机成本指数和经济飞行速度的定义与计算方法,并选取了典型支线飞机作为案例,验证了该计算方法的正确性和实用性。可用于航空公司实际飞机运营和飞机制造商经济飞行速度功能的开发。     

基于RBF带学习能力高精度非线性FDD设计

在轨航天器故障检测与诊断问题需要面对模型的非线性,而且要求尽量提高其检测的精度,为此设计了基于径向基函数（RBF）神经网络的动量轮非线性故障检测与诊断（FDD）方案。首先应用RBF补偿建模误差,提高检测精度,并选择李雅普诺夫函数证明其收敛性;然后应用非线性观测器来产生故障残差,给出了阈值以及故障检测的时间;应用RBF网络对故障信号进行重构,并据此设计了带学习能力的FDD策略。再次建立了详细的动量轮模型,通过不同条件下的仿真研究分别验证残差的阈值特性、时间特性以及RBF的重构能力,仿真结果表明了算法的有效性。