连续变迎角测力试验技术在大型暂冲式跨声速风洞中的应用

由于暂冲式高速风洞运行时间短暂,普遍采用阶梯变迎角方式进行静态测力试验,其试验信息量难以满足先进飞行器研制的试验需求。为在暂冲式高速风洞中获得更为详尽的气动力信息,在2．4m跨声速风洞中进行了连续变迎角测力试验技术应用研究。主要介绍了该项试验技术的基本特点,给出了J7标模的主要试验结果。结果表明,该项试验技术获得的气动力数据与常规阶梯方式具有很好的一致性,可以满足工程实用的要求。     

TB6钛合金激光喷丸与机械喷丸残余应力场有限元模拟

利用有限元软件建立了TB6钛合金激光喷丸以及机械喷丸的三维数值分析模型,研究了不同工艺参数对残余应力场的影响;对比了两种喷丸工艺所形成的应力波和各自的衰减规律;研究了两种喷丸工艺的复合强化工艺对残余应力场的影响。结果表明:激光喷丸形成的平面波造成较深的应力影响层,深度可达1.5mm;机械喷丸形成的球面波产生较大的残余应力,最大残余压应力可以达到屈服强度的1.1倍。塑性应变越大残余应力越大,塑性应变层与残余应力影响层深度相近;在两者复合强化工艺中,残余应力影响层深度与激光喷丸的相近,最大残余压应力可达屈服强度的1.2倍。     

基于NURBS曲线的涡控蛇形进气道设计

利用NURBS(non-uniform rational B-spline)曲线成功实现了涡控蛇形进气道参数化描述,并运用数值仿真方法对其中两个关键设计参数进行参数化研究.仿真结果表明:①第二S弯上壁面两侧后掠状凸起型面诱导的受控旋涡能够将低能流牵引至出口两侧,从而抑制大范围的气流分离,但凸起角取值需权衡选取,否则将不利于涡控蛇形进气道综合性能的改善.②通过抬高第二S弯下壁面能够减缓上壁面沿程逆压力梯度,进而影响第二S弯上壁面的流态,恰当的取值能够以微小的总压损失换取大幅度的畸变改善.③当设计参数选取恰当时,涡控蛇形进气道在设计状态下总压恢复系数为0.9667,畸变指数为0.2451.进气道性能较传统方案有显著改善,使得蛇形进气道迈向工程实用成为可能.      

新型一体化热防护系统热力分析与试验研究

高速飞行器对结构效率的苛刻要求使得热防护系统不断趋于向轻质化、集成化方向发展,新型的力热耦合一体化热防护系统(ITPS)极具发展潜力.首先阐释了一种新型一体化热防护方案的概念与特点,总结了一体化结构设计的基本原则,数值分析了结构参数对背面温度响应、屈曲临界载荷的影响,结果表明腹板厚度对背面温度以及屈曲临界载荷的影响最大.然后设计并加工制备了ITPS的面板与单胞试验样件,分别展开了800℃的高温防隔热性能试验考核和屈曲性能的力学试验研究;试验表明腹板结构是引发热短路效应和屈曲的关键因素,屈曲试验与模拟结果吻合,高温屈曲分析表明温度梯度对屈曲特征有较大影响.     

基于改进直觉模糊数的混合型多属性决策方法

为了解决混合型决策不同类型指标难于集结的问题,将实数、区间数以及语言变量转化为直觉模糊数形式,依据直觉模糊加权算术平均算子对各个指标进行集结,引入一种改进的得分函数对直觉模糊数进行排序比较。算例结果表明改进的得分函数是实用和可行的。     

通气模型内流道阻力直接测量技术

推阻特性是吸气式飞行器研制中最为关注的气动特性问题之一.为研究通气模型内流道阻力特性,在中国空气动力研究与发展中心(CARDC)超高速所的1m高超声速风洞上开展了吸气式飞行器通气模型内流道阻力直接测量技术研究.研究选取吸气式飞行器的一个内流道模块为研究对象,通过将内流道模块与模型其余部分进行分离设计、采用特种应变天平直接测量模型内流道气动力的方法得到通气模型内阻,同时进行了干扰因素分析和试验数据修正方法研究,开展了Ma=4条件下的内流道阻力测量试验并给出了典型试验结果.试验结果表明,通气模型内阻随攻角和喉道高度变化而变化.     

含损伤粘弹性本构及其在有限元分析中的实现

为研究固体发动机药柱的损伤粘弹性行为,针对一种耦合损伤的三维非线性粘弹性本构模型,采用积分算法对其进行了数值离散,导出了本构方程的增量有限元形式.针对该增量型本构方程对应的非线性方程组,建立了采用Newton-Raphson迭代法求解的应力更新方法,并基于Abaqus软件和Fortran语言开发了相应材料本构子程序,最后应用算例对所设计数值方法及程序进行了验证与分析.结果表明,本文有限元解与对应解析解吻合良好,保持了很高的精度,所设计方法及程序有效,可应用于实际型号发动机药柱损伤结构分析.     

故障因子诊断方法在航空发动机上的应用研究

航空发动机气路中任何零部件受损而引起的性能恶化,必然导致相关参数的变化。引入了故障因子的概念,介绍了故障因子诊断方法在航空发动机上的应用,阐述了航空发动机故障诊断过程中测量参数与性能参数选取的依据和方法,利用故障因子建立了某型涡喷发动机稳态工作状态下的故障模型和诊断模型,探讨了4个测量参数诊断气路部件故障的方法。算例结果表明:故障因子诊断方法是航空发动机进行故障诊断的1种最基本且十分有效、快捷的诊断手段。     

波瓣尾缘切角对涡扇发动机混合排气系统气动热力性能影响

为了获得尾缘切角对涡扇发动机波瓣强迫混合排气系统的流场、热混合效率、总压恢复系数以及推力系数的影响,以涡扇发动机波瓣强迫混合排气系统为研究对象,采用基于Navier-Stokes方程的三维数值模拟方法对不同波瓣尾缘切角模型进行了计算并得到了气动热力性能的影响规律.结果表明:较大的尾缘切角造成在尾缘截面前主次流更早的提前混合,使流向涡的产生和发展在位置上向上游提前,以至于在尾缘截面之后的一定范围内混合效率更高.但大尾缘切角同时也造成较大的能量损失,以至于总压恢复系数较小,总的混合效率偏低:相比0°切角,25°切角的总压恢复系数减小了0.34％,热混合效率减小了11％.适当的尾缘切角修形可以增大推力系数.     

多无人机对地攻击任务分配算法

在不确定条件下的战场环境中,实时有效的动态任务分配是多无人机顺利完成对地攻击任务的关键.文章基于拍卖机制原理提出了多无人机的动态任务分配算法,给出了算法流程,构建了收益计算函数,并对算法效率进行了分析.仿真试验表明所提出的算法同传统方法相比,大大减少了通信计算量,具有更好的实时性