机场复合道面注浆工程效果评价方法研究

复合道面注浆工程由于沥青混凝土面层材料模量随温度变化而变化,因此传统的FWD弯沉评价方法无法适用.本研究依托上海某4E机场跑道复合道面注浆工程,基于有限元数值模拟方法,提出了对实测弯沉数据进行荷载修正和温度修正的理念,并给出了详细的修正方法,得到了基于FWD弯沉测试的适用于复合道面注浆工程效果评价的方法.工程验证表明,评价方法能够满足复合道面注浆工程效果评价的需要.     

修正平均应力法预测轮盘破裂转速的试验研究

基于修正平均应力法,分析了TC17钛合金压气机轮盘型面尺寸参数对径向和周向破裂转速的影响,并对破裂模式的转变进行预判。进而设计了针对径向破裂模式的轮盘试验件,并开展了TC17钛合金压气机轮盘的破裂试验。轮盘破裂试验结果与修正平均应力法计算结果吻合较好,计算的破裂转速储备与试验结果的误差由修正前的7.24%下降为修正后的0.72%,可为工程应用提供依据。     

航空发动机热电偶传感器稳态测温偏差分析

为了满足航空发动机上高温、高压、高来流马赫数的恶劣工作环境下的使用需求,对某型航空发动机上选用的低压涡轮后热电偶传感器开展热风洞校准试验及测温准确性分析,明确热电偶传感器测温偏差的影响因素,并通过一种基于表面传热系数推导公式的测温偏差修正方法对校准结果进行计算验证,结果表明,计算方法合理可行,计算结果与测量结果一致性良好,在全部试验点偏差量均小于0.6%。针对现有校准设备无法完全模拟航空发动机真实工况的问题,对校准结果进行修正计算,修正计算结果与真实气流温度偏差在0.7%以内,传感器的稳态测温偏差能够满足在该型航空发动机上的使用需求。     

冠齿脉冲射流冲击平直靶板对流换热实验

采用红外热像测试技术对占空比（DC）恒定为0.5的冠齿脉冲射流冲击平直靶面,在不同雷诺数（5 000～20 000）、无量纲冲击间距（2～8）和工作频率（10～25 Hz）下进行了对流换热实验研究。结果表明：在小射流冲击间距下,冠齿脉冲射流冲击局部努塞尔数云图在射流驻点附近呈现较为明显波瓣状分布;冠齿喷管在脉冲射流冲击中依然体现出强化对流换热的作用机制,雷诺数和工作频率分别为10 000和15 Hz工况下,射流冲击驻点附近的表面传热系数相对圆形脉冲射流提高幅度在20%～30%之间;在冠齿脉冲射流中,脉冲主动激励和冠齿被动诱导激励之间存在着内在的相干机制,导致其对流换热特性与冠齿连续射流和圆形脉冲射流有较大的差异。     

运输类飞机翼身组合体参数化及快速气动力计算研究

飞机方案设计阶段,迫切需要一个能够快速评估、计算不同参数组合的翼身组合体基本气动力特性的分析平台。为满足这一实际工程设计需要,本文提出运输类飞机参数化概念和具体研究方法,结合运输机气动布局设计的基本准则,应用计算机图形学进行辅助设计,利用丰富的参数曲线,如NURBS曲线、贝塞尔曲线、拉格朗日插值等方法描述复杂的翼身组合体外形,开发了快速分析计算翼身组合体气动力特性分析平台,实现了从总体方案初步设计到MGAERO软件数值模拟的无缝过渡,并结合具体算例验证了方法的可行性和工程实用价值。     

基于JPDA-MPC的单站纯方位多目标跟踪

静止单站对多目标进行纯方位跟踪时,若在直角坐标系下建立跟踪模型并使用最近邻标准滤波器(NNSF)进行关联和滤波,结果通常不稳定且容易发散。针对此问题,提出将修正的极坐标系(MPC)下的扩展Kalman滤波算法及联合概率数据互联关联(JPDA)算法相结合。与NNSF-MPC算法的仿真对比试验表明,JPDA-MPC算法可以提高跟踪过程的稳定性,且具有更小的跟踪误差。     

信念修正与开放逻辑之间的关系

基于全序划分结构给出了信念修正理论中的信念修正操作、信念基修正操作及开放逻辑中的重构操作的统一定义,分析了三者之间的内在联系及本质差别,证明了在原知识库为逻辑封闭语句集且忽视操作结果的逻辑封闭性的情形下,3种运算的操作结果一致。     

等效动压洞壁干扰修正方法的研究与应用

带螺旋桨飞机模型风洞实验进行洞壁干扰修正时,必须考虑螺旋桨滑流的影响。运用等效动压对运八飞机带螺旋桨模型风洞实验才气进行洞壁干扰修正,分析洞壁对带螺旋桨飞机模型试验数据的影响,并与壁压信息修正方法进行了比较。两种修正方法的修正结果基本一致,壁压信息法能实际反映洞壁干扰影响,但壁压信息法需要进行准确的壁压测量,增加实验工作量;等效动压法是以经典的洞壁干扰修正公式为基础,考虑了螺旋桨滑流的影响,而且带     

空速系统气动激波修正的GPS试飞校准方法

考虑真实大气与标准大气的差异,在水平航线上引入气压高度常值偏差及航路气压修正系数,建立ＧＰＳ几何高度与气压高度的关系,提出“ＧＰＳ高度法”,解算出气压高度真值;由ＧＰＳ测得的地速通过“往返试飞”消除风速求得真空速,运用近似理想气体理论,建立Ｍ数真值与真空速、大气总温的关系,提出“ＧＰＳ速度法”,解算出Ｍ数真值;从而分别得到各修正方法对应的气动激波修正量。通过对某型飞机的飞行试验验证了该方法的可靠性与实用性。     

基于过渡态测试数据的高压涡轮盘瞬态热分析模型优化方法

为了提高发动机高压涡轮盘瞬态温度场的分析精度,提出利用试车过程中旋转部件过渡态壁温测试数据的高压涡轮盘瞬态热分析模型优化方法。引入自适应模拟退火（ASA）优化算法,将典型位置处温度计算值与测试数据之间的均方根误差最小为优化目标,建立了过渡态热分析计算模型优化方法,实现了高压涡轮盘瞬态热分析模型的自动优化。以高压涡轮盘实际历程下壁温测点数据为基准,开展瞬态热分析模型优化及验证。结果表明：优化后热分析模型的节点温度计算值随时间的变化曲线与实测温度变化趋势吻合良好,且在全时间域内高压涡轮盘典型位置处瞬态计算壁温与测试值的平均偏差为11 K,最大偏差为15 K,满足工程计算的精度要求。算例表明高压涡轮盘瞬态热分析模型优化方法在提升温度场修正计算效率的同时具备较高的计算精度。