错频转子系统动力特性研究

根据某级压气机叶／盘转子的实际结构，建立了叶／盘带短轴的有限元模型。采用NASTRAN结构分析软件，得到了模化协调转子所需的数据，构建了多自由度叶／盘转子系统动力学模型，并在此基础上通过改变多自由度模型中叶片刚度实现错频。采用基尔法求解错频转子系统的运动方程。获得了此多自由度系统的动态响应，并对不同错频方案进行了对比分析。     

环量控制翼型非定常气动力建模

针对目前环量控制技术中射流参数与迎角对翼型气动特性的影响高度耦合,对应非定常气动力模型精度较差的研究现状,基于环量控制翼型强迫俯仰振动数值模拟数据,借助Kriging模型实现环量控制翼型的定常气动力插值,借助微分方程模型完成了适用于环量控制翼型的线性微分方程建模,采用两步线性回归参数辨识方法辨识线性微分方程模型中特征时间常数等参数,对高动量系数大振幅流动状态下的非线性影响进行修正。研究结果表明:基于Kriging模型实现的环量控制翼型定常气动力插值精度较传统气动导数模型高,建立的环量控制翼型非定常气动力模型能够精确预测不同流动状态下的气动力和力矩系数变化情况。      

飞机辅助动力装置引气特性计算方法

作为飞机环控系统与主发动机起动的气源,以目前广泛应用的带负载压气机结构APU(Auxiliary Power Unit)为研究对象,进行引气特性计算模型与计算方法研究.首先介绍了APU结构与引气工作特点,然后分析了建模时喘振控制阀SCV (Surge Control Valve)控制方法与APU共同工作机理,最后采用部件法建立了该类型APU引气计算数学模型.以某型APU为对象进行数值仿真并与实际试车数据比较,计算误差小于3％,表明所采用的建模方法是正确的,所建立的模型能够满足工程需求.     

真实气体效应对Ma10级进气道流动的影响

为了探究高马赫数超燃冲压发动机高速飞行时真实气体效应对进气道流场的影响,仿真获得了不同气体模型下Ma10级进气道流场结构和性能。结果表明:进气道主流流场温度较低,不足以触发空气的离解反应,反应仅发生在边界层内,但反应程度较低,远未达到化学平衡状态,除了边界层温度及热载荷特性,其流场结果则更为贴近冻结流流场,因而化学非平衡模型与热完全气体模型的进气道通流流场结构和性能基本一致。而真实气体效应导致边界层特性的不同,对进气道起动特性产生影响,吸热离解反应通过对进口分离包的抑制和增大进口马赫数将进气道的再起动马赫数从9.8降低到9.4。在对进气道在宽速域应用中的钝化设计研究发现,真实气体效应虽然对前缘钝化进气道流场的压力分布和性能无明显影响,但是其能起到整体降低壁面热流的作用,不仅钝头处的热流降低了1MW/m2,通道内的热流也整体降低了0.1MW/m2。     

基于延迟时间模型的民机部件维修优化方法

民机视情维修理念推动了维修向高效、经济的方向发展。本文阐述了民机视情维修的概念;研究了延迟时间模型建模原理和建模过程,提出了以维修间隔为约束、以费用率为目标的维修优化模型。针对当前中国确定民机部件维修间隔主要凭借经验的现状,进行仿真分析,并提出通过仿真机体面板的故障数据,将延迟时间模型应用于机体面板的检查与更换等维修决策中。模型以费用最低为目标、维修间隔为约束,优化了维修决策。仿真分析同时研究了不同参数条件下的最优维修间隔的变化情况。研究结果表明该方法提高了部件维修决策的合理性。     

基于变刚度变阻尼的柔性喷管动态模型

针对柔性接头动态迟滞曲线受控制系统控制位置精度和动态响应速度影响较大的问题,基于电液伺服机构和柔性接头变刚度变阻尼模型,构建了柔性喷管的电液伺服机构-变刚度变阻尼模型,将其和电液伺服机构-定刚度定阻尼模型进行了对比。分析了电液伺服机构主要参数、柔性接头工作参数等对电液伺服机构-柔性接头系统动态特性的影响。分析结果表明:电液伺服机构-变刚度变阻尼模型所构造的迟滞曲线可更准确地与实验结果相吻合,并符合迟滞曲线随频率变化的规律,反馈系数、放大器静态放大系数、电液伺服机构增益、滑阀流量增益等参数对系统动态特性的影响更为明显。该模型为固体火箭发动机电液伺服机构-柔性接头系统动态特性的调整提供理论依据。     

预热温度对热障涂层表面裂纹形成的影响

先进航空发动机与燃气轮机热端部件的服役温度不断提高,对热障涂层性能提出了越来越高的要求。在涂层中引入一定密度的周期分布表面裂纹,可以同时提升其隔热性能和服役寿命,是一种极具潜力的先进热障涂层技术。然而,目前关于这种涂层中表面裂纹形成的力学机制研究尚不充分。以等离子喷涂热障涂层表面裂纹的形成过程为对象,发展了考虑热应力的多层结构剪切滞后模型,推导了表面裂纹形成前陶瓷层内应力场与位移场的解析解,获得了不同预热温度下陶瓷层内平均应力、平均应变能密度及总应变能随涂层厚度的演变规律,发现：在表面裂纹形成前,陶瓷层内平均应力和平均应变能密度不随其厚度改变,而总应变能随其厚度线性增大,这说明陶瓷层内总应变能是衡量能否在涂层中形成表面裂纹的关键参量;在其他喷涂参数不变的情况下,预热温度越高,表面裂纹越容易形成。本文阐明了预热温度对表面裂纹形成的影响,为实现高热障和高应变容限热障涂层的可控制备提供了理论指导。     

缩比发动机喷嘴热喷流噪声试验

为深入了解涡扇发动机喷流噪声特性,验证喷流噪声降噪方法,建立发动机喷流噪声数据库,在法国国家航天航空研究中心的CEPRA19声学风洞开展了缩比发动机喷嘴热喷流噪声试验测试工作。针对发动机热喷流模拟系统,设计加工了面积比（外涵喷嘴面积与内涵喷嘴面积之比）为5和7的两种喷嘴构型试验模型。通过减小高温区域单个零件长度尺寸和零件壁厚的方法,降低热膨胀对模型尺寸的影响。在声学风洞中完成了不同工况条件下两种面积比圆形喷嘴和锯齿形喷嘴的远场噪声特性测试。通过对远场测量噪声频谱进行分析,发现随着来流速度的增大喷流噪声会减小,采用锯齿形喷嘴设计在中低频喷流噪声水平降低,在高频噪声水平有所增加。     

光纤陀螺仪中尖峰脉冲引起漂移 的误差分析及其抑制

首次分析了光纤陀螺仪探测器输出信号中频率固定的尖峰脉冲对光纤陀螺 仪零偏漂移的影响机理,给出了尖峰脉冲影响光纤陀螺仪零偏漂移的误差模型;根据干 涉式数字闭环光纤陀螺仪探测器输出信号的特点,提出了一种基于高速集成模拟开关的 时域选通尖峰脉冲抑制具体实现方法,实验验证了尖峰脉冲引起的零偏漂移大小和理论 分析接近,表明了误差模型的正确性,同时表明该方法能够有效降低尖峰脉冲引起的光 纤陀螺仪零偏漂移。     

大型平台的惯性稳定与地理坐标系姿态跟踪

介绍了一种大型两轴稳定平台的惯性稳定和地理系姿态跟踪原理,建立了稳定平台俯仰框架和横滚框架的运动学模型和动力学模型,进行了稳定平台横滚通道的角速度回路和角位置回路设计,仿真分析了姿态角测量误差作用下的稳定平台姿态跟踪性能,与利用加速度计反馈实现调平的两轴阻尼稳定平台进行对比,比对结果验证了本文设计的控制系统在水平姿态跟踪速度和抗干扰能力上的优势.平台样机进行了姿态跟踪测试,结果验证了结合定位定向系统(POS)的稳定平台惯性稳定和姿态跟踪控制方法可行.