冠状喷口抑制涡扇发动机喷流噪声试验和数值研究

 以揭示发动机喷流噪声声场分布和冠状喷口抑制喷流噪声为目的,对涡扇发动机排气噪声声场和喷流流场进行了试验和数值计算,对比分析不同结构的冠状锯齿对喷流噪声的综合抑制效果。结果表明:采用大涡模拟(LES)、FW-H (Ffowcs Williams-Hawkings)声学模型和傅里叶变换的方法,可以预测出喷流噪声的空间分布和声压级值;冠状锯齿产生的阵列流向涡是强化流体间混合、降低喷流速度峰值、抑制喷流噪声的根本所在;在本文研究参数范围内,冠状锯齿结构不仅将排气喷流噪声由原型排气系统的159.6 dB降低到154.3 dB,而且冠状锯齿给喷管带来的损失控制在1.7%以内。锯齿冠状结构对分开排气式大涵道比涡扇排气系统喷流噪声有抑制作用。     

大涵道比涡扇发动机发展研究

大涵道比涡扇发动机用途广泛、市场巨大,对国民经济发展、国防建设和科技进步具有重大推动作用和战略意义.概述了国内外大型军民用运输机的发展现状,归纳了其性能与适航要求更高、经济性与环保性更好的发展趋势,总结了其多继承少创新,共用核心机系列化和军民融合的发展途径.针对中国目前和未来的需求,提出了需要突破的总体设计、稳定性、高压高效叶轮机、高性能燃烧室、先进空气系统等通用技术和适航、大尺寸弯掠风扇叶片、复合材料风扇叶片、低噪声设计、低污染燃烧室、反推力装置等特有技术.     

进气畸变对大涵道比涡扇发动机稳定性的影响

基于平行压气机原理,建立了进气畸变对大涵道比涡扇发动机稳定性影响的理论模型和计算分析方法,评估了总压畸变和总温畸变对某型大涵道比涡扇发动机稳定性的影响,获取了发动机的临界畸变指数和首发失稳级组.结果表明：总压畸变在风扇中衰减幅度最大,发动机在高转速下运行达到临界总压畸变值时,风扇率先失稳,在低转速下运行时为增压级率先失稳;总温畸变在高压压气机中衰减幅度最大,发动机在高转速运行达到临界总温畸变值时,高压压气机率先失稳,在低转速运行时为增压级率先失稳.     

Jerk模型用于高速机动飞行器跟踪的性能分析

针对高速机动飞行器的跟踪应用,对SJ(Singer Jerk)、CSJ(当前统计Jerk)、MCSJ(修正当前统计Jerk)和αJ等4种主要Jerk模型进行了综述。比较了它们的建模假设、设计参数以及实际应用时的限制因素。基于UKF(无迹卡尔曼滤波)算法,分别在单台和2台雷达的测量条件下,在3种滤波参数集设置下,利用各模型对近空高速滑翔飞行器进行了跟踪仿真。飞行器真实飞行轨迹根据简化动力学方程通过四阶龙格库塔数值积分方法得到。仿真结果表明:4种模型都具有很好的初值鲁棒性;在目标弱机动段落,4种模型具有较好的参数鲁棒性;但在强机动段落,SJ、CSJ、MCSJ等3种模型的参数鲁棒性很差,滤波误差发生严重突跳,αJ模型的参数鲁棒性最好。针对高速机动飞行器的跟踪应用,αJ模型的综合性能最优,而MCSJ模型最差。     

高速风洞试验模型姿态角的视频测量及不确定度研究

高速风洞测力试验中,阻力系数精度σc x的先进指标为0.0001,按误差分配原理,要求试验模型迎角的测量精度σα≤0.01°。为此,研究风洞试验中模型姿态角视频测量及其不确定度,给出其系统误差的补偿方法。实测数据（马赫数为1.5、2.0、3.0和4.0）表明：在2m暂冲式超声速风洞试验中,各阶梯迎角测量数据的标准差（含风洞气流脉动致模型姿态角振动产生的误差）在0.0018°和0.0094°之间,迎角实测估计值的标准不确定度≤0.003°,由此可知,姿态角视频测量系统的σα≤0.0094°。本方法既不破坏模型的外形,又不改变模型的刚度与强度,具有实用价值。     

大尺寸弹丸喷丸成形2024-T351铝合金表面质量研究

针对2024-T351铝合金进行直径3mm大弹丸喷丸成形及直径0.58mm小弹丸喷丸强化试验,观测试样在不同喷丸参数下的表面形貌,并对表层显微硬度及残余应力分布进行测试,为整体壁板喷丸成形的工艺设计提供重要依据。     

基于变权重伪并行遗传算法的空战机动决策

针对空战机动决策中态势多样化对机动决策的影响以及控制量的细化问题,以敌我双机空战为背景,利用空战优势函数值作为空战机动决策的依据,基于滚动时域控制方法,采用变权重自适应伪并行遗传算法解决空战决策问题。重点分析了隐身优势函数以及变权重函数的建立、遗传编码方式、操作算子的确定,最后对空战决策进行了仿真。仿真结果验证了隐身优势函数的合理性,以及该理论在空战机动决策方面的有效性。     

一种提高载重量的新型气动布局设计研究

为了兼顾大载重飞机的气动性能和结构特性,针对刚度特性较好的厚翼型提出和发展了一种新型气动布局形式,在有限的翼展限制下,通过多排翼的设计思路,提高主机翼的升力性能。数值模拟结果表明,采用新的气动布局后,与传统较薄机翼的单翼布局比较,升力特性可普遍提高50%左右。通过加装偏转角、缩小后翼弦长等进一步优化,升阻比性能也优于传统薄翼,从而表明所提出的设计方案对大载重飞机的设计和发展具有重要的参考价值。     

F—16飞机大迎角飞行特性分析

采用六自由度全量运动方程和三通道飞行控制系统模型，使用时域动态响应的方法，研究了Ｆ－１６飞机在大迎角下飞行的深失速特性和尾旋特性，并对尾旋进入和改出的机理进行了探讨。通过分析研究可午出结论：Ｆ－１６飞机具有深失速特性，若进入深失速后，可用先拉杆后推杜操纵方法改出；Ｆ－１６飞机进入尾旋的主要原因是航向自转和偏航、滚转气动交感；在改出尾旋过程中，方向舵操纵力矩、航向静不稳定力矩、偏航惯性交感力矩对制止     

飞机机身大迎角气动力实验研究

本文研究了机身模型在迎角０￣９０°范围内的气动特性，实验风速为２１ｍ／ｓ，相应的实验雷诺数（基于机身直径）为０．８６×１０＾５。模型可改变前体头部形状、前体形状、前体长细比和后体长细比，以研究机身形状和几何参数对气动特性的影响。重点分析了非对称起始迎角、侧力和偏航力矩特性。本文研究的机身形状包括尖切拱形、圆锥、钝头型圆锥、椭圆锥和鲨形等５种前体以及相应的后体：所讨论的几何参数有头部半顶角、前体长细