前混合水射流中丸粒速度的数值模拟与PIV试验研究

前混合水射流中丸粒速度是决定混合射流性能的关键因素。采用CFD-DEM双向耦合方法构建了混合射流的三相仿真模型,气液相采用VOF模型并考虑离散相体积分数的影响,丸粒固态相采用拉格朗日坐标下的离散元方法进行建模,通过专用的耦合接口实现双向耦合,得到丸粒在出口确定位置范围内速度仿真值。通过专用的PIV试验台测出相应位置丸粒的速度值。通过对比,仿真结果与测试结果的差值在6%以内,证明了仿真模型的正确性。研究结果表明,喷嘴入口压力和喷嘴出口直径越大,丸粒速度越大;混合比（丸粒体积分数）、喷嘴长度和喷嘴锥角越大,丸粒速度越小,对后续制定改性工艺方案提供了理论基础。     

基于飞参数据的飞机起落架地面受载状态分析

起落架是飞机起飞和着陆过程中的关键部件,其结构强度的优劣直接影响着飞机的起飞和着陆安全。本文针对某飞机依据强度和刚度规范设计出的起落架在某次着陆阶段出现的损伤故障,利用飞机的飞参数据,从中提取飞机着陆时的姿态与运动信息,分析飞机起落架的地面载荷信息,从而为故障排查提供参考和输入。分析结果表明,在某些情况会出现的三向载荷复合作用是导致该起落架结构损伤的可能原因之一。     

基于RBF神经网络的飞参数据预处理

由于存在干扰,飞参系统记录的发动机参数中,经常会有不少间断点和奇异值.为了利用数据对发动机性能趋势进行预测,必须对数据进行预处理.发动机作为一个系统,其各主要输入和输出参数之间必然存在着一定的函数关系.本文研究了利用RBF神经网络和参数之间的关系对数据进行预处理,得到了较为正常的数据,结果表明该方法是有效的.     

基于广义回归神经网络的飞参数据预处理

由于存在干扰,飞参系统记录的发动机参数中,经常会有不少间断点和奇异值.为了利用数据对发动机性能趋势进行预测,必须对数据进行预处理.分析了航空发动机作为一个系统,其各主要输入和输出参数之间存在的函数关系.研究了利用广义回归神经网络和参数之间的关系对数据进行预处理,结果得到了较为正常的数据,证明该方法是有效的.     

某型飞机飞参记录二次起动假信号问题分析与处理

某型飞机发动机起动时飞参记录显示有二次起动假信号,导致飞参记录无法真实、准确反映座舱内对发动机的操作。本文对该故障产生的机理进行了分析,找出问题产生原因,并提出了问题处理意见。     

发射箱前盖抗燃气流冲击设计研究

对导弹发射箱前盖受邻箱导弹发射燃气流冲击会出现破碎问题，进行了全面的分析，通过燃气流场仿真计算的载荷分析，有限元强度分析，在前盖材料密度和外形两方面对前盖设计提出改进措施，试验证明措施有效。     

高超声速二维前体进气道一体化优化设计研究

在飞行器前体进气道的一体化优化设计中,最大总压恢复系数是一个必须考虑的参数.本文从二维高超声速进气道的最大总压恢复系数入手,通过理论分析给出了高超声速飞行器从2波系到6波系的二维高超声速飞行器前体进气道的一体化优化设计计算模型.采用拉格朗日乘子法和序列二次规划法(SQP)分别计算了进气道内一道内激波和两道内激波时的情况,给出了进气道的最大总压恢复系数、进气道内马赫数、激波偏转角和激波强度随来流马赫数的变化关系.比较两种方法的计算结果可知采用的计算方法是合理的.     

大迎角细长体侧向力的比例控制

介绍了一种新的大迎角细长旋成体侧向力的比例控制技术。通过在细长旋成体头部施加非定常小扰动,可以对细长旋成体非对称背涡的非对称程度进行比例控制。风洞试验研究结果表明,该控制方法能以很小的能量输入将大小和方向随机变化的侧向力加以精确控制;不仅可以控制侧向力的方向,也可以连续改变侧向力的大小,使其变成有利于飞行控制的气动力和力矩,达到变不利为有利的目的。     

带前体压缩的前掠侧压式进气道实验及数值研究

为提高侧压式进气道流量系数，设计了一种前机身顶压与侧压相结合的前掠侧压式进气道，在马赫5．3小高超风洞中完成吹风实验，并用FLUENT软件对进气道流场进行了数值模拟，分析了主要流动特征，获得了进气道基本性能。实验结果表明，马赫5．3设计状态下，这种前掠侧压式进气道的流量系数可以达到0．85以上，比一般后掠进气道提高20％左右。通过数值及实验研究发现，进气道下游隔离段内由于上下壁面的巨大压差导致顶板对称面两侧出现对涡，涡面将隔离段内的流动分为高速高能区与低速低能区两种流动。