可剥垫片普通冲裁分层机理研究

可剥垫片又称层撕垫片,由多层片状材料黏合而成,常用于调节装配间隙,在飞机制造过程中发挥着重要的作用。现有可剥垫片的制造方式主要是机械铣切和普通冲裁,这两种下料方式都有可能在剪切边缘出现分层问题。针对可剥垫片普通冲裁工艺中剪切面上出现的分层问题进行了试验研究,建立了可剥垫片的普通冲裁的二维有限元仿真模型,模型采用了Cockroft–Latham损伤模型对冲裁过程中断面损伤进行了分析。结合仿真与试验结果,发现普通冲裁过程中,金属不同的变形行为是出现分层的主要原因。     

基于计算机视觉的UAV自主空中加油半物理仿真

设计并实现了一种基于计算机视觉的无人机（UAV,Unmanned Aerial Vehicle）自主空中加油仿真平台,采用点匹配与位姿估计算法对软管式加油锥发光二极管（LED,Light Emitting Diodes）标志进行识别.对大气扰动和尾涡流进行了建模,建立了加油锥模型,并设计了加油锥运动状态预估算法.在此基础上,设计了基于线性二次型调节器（LQR,Linear Quadratic Regulator）的飞行控制律.基于上述技术,在实验室环境下设计开发了基于单目机载摄像机的无人机自主空中加油半物理仿真平台.半物理试验结果表明：所设计的位姿匹配算法和飞行控制律能够满足复杂环境下无人机自主空中加油的性能要求,具有较强的实时性、准确性和鲁棒性.     

一种高动态条件下惯性星光组合定姿方法

针对高动态条件下星图拖尾导致惯性星光组合定姿精度下降甚至无法定姿的问题,提出了一种基于乘性扩展卡尔曼滤波的惯性星光深度组合姿态确定方法.利用星敏感器观测信息修正姿态误差,补偿陀螺漂移,并建立了陀螺输出的角度变化量与星图像移的关系,利用陀螺输出信息估计星图拖尾的模糊参数,采用维纳滤波复原方法对产生拖尾的星图进行复原以提高星图信噪比和观测精度.仿真结果表明该方法可以有效提高星像质心提取精度和星图识别率,对初始姿态误差修正更快,且不存在星图误匹配的情况,保证了惯性星光组合定姿方法在高动态条件下仍能保持较高的精度.     

自动空中加油阶段加油机尾涡流场建模与仿真

针对自动空中加油技术对于加油机尾涡精确建模的需要,通过分析大型加油机机翼尾涡形成机理和运动规律,运用改进的马蹄涡理论方法建立了较精确的考虑尾涡衰减和扩散特性的尾涡空间流场计算模型,之后将此流场模型在受油机质心处线性化,并采用平均化的方法计算得到受油机受到的平均风分量和风梯度值,在分析受油机受扰运动中利用气动等效的方法将尾涡对受油机的影响模型加入到受油机非线性全量方程中.在此基础上利用Matlab/Simulink搭建仿真平台对空中加油阶段受油机扰动运动进行了仿真验证.仿真结果表明,所建立的尾涡模型能够反映受油机受扰后的动态特性,与有人机飞行员的飞行经验相符,该模型还可用于大型飞机起飞飞行安全和近距编队飞行的扰动分析.     

1997-2006年中国民航冲出偏出跑道／场外接地事故征候的统计分析研究

对1997-2006年我国民航发生的1140起事故征候进行统计分析,表明我国民航事故和事故征候的万架次率及万时率均呈下降趋势;重点对71起冲偏出跑道／场外接地事故征候发生的原因和时间性规律进行了研究;利用Bow-Tie模型进行分析,研究成因和规律,从而提出科学、有效的防范措施和对策。     

不同叶片尾缘结构冷却效率的试验研究

为了研究不同叶片尾缘结构对冷却效果的影响规律,设计了3种尾缘结构,并搭建了试验台,采用红外热像仪对叶片尾缘的绝热壁温进行测量。研究结果表明:(1)3种尾缘结构的冷却效率沿壁面的分布有很大差异,针对试验件Ⅰ,冷却效率存在最大值,且最大值出现的位置随着吹风比的增加而逐渐远离气膜出口;(2)试验件Ⅱ和Ⅲ的冷却效率沿壁面均呈现逐渐降低的趋势,但降低的规律二者又不相同;(3)在相同壁面位置,试验件Ⅲ的冷却效率最高,试验件Ⅰ的冷却效率最低,因此可以认为,试验件Ⅲ所示的尾缘结构更有利于对叶片尾缘的冷却。     

燃烧室内燃烧模型对尾焰流场及其辐射的影响

基于压力隐式算子分裂(PISO)算法,通过求解Navier-Stokes方程,对燃烧室内一步反应和两步反应模型、无燃烧室三种情形下尾焰流场进行了数值仿真;采用结构和非结构网格并分别用TTM方法和Delaunay三角形方法来生成;利用高温气体高分辨率光谱参数数据库HITEMP对辐射传输方程进行求解,得到三种情形下尾焰中CO2和H2O的光谱辐射亮度分布。仿真结果表明:不同的燃烧模型影响尾焰流场及其辐射,无燃烧室时尾焰辐射较弱。     

基于分布质量轴模型的尾传动轴系临界转速分析

以直升机尾斜轴为研究对象,推导了传动轴的分布质量传递矩阵,模型中考虑了弯矩、横向位移、剪切变形、转动惯量、陀螺力矩和轴向力等 因素的综合影响。建立了膜片联轴器和弹性支承的传递矩阵。给出了尾传动轴系临界转速的计算方法。以三支点水平轴系为分析对象,将本文传递矩阵法计算的结果与有限元法计算的结果进行了对比分析,以检验本文传递矩阵法的有效性。本文传递矩阵法相对于有限元法的最大计算误差为4.1%,表明本文传递矩阵法的计算精度较高,同时本文传递矩阵法的计算速 度更快,便于设计人员进行尾传动轴系临界转速的影响因素分析。     

尾缘吹气稳定器初始雾化场实验及对燃烧计算的改进

利用激光测雾仪(PDA)对尾缘吹气式火焰稳定器尾缘出口的初始雾化场进行了实验研究, 在静止空气中测量了尾缘出口下游不同截面上的各点处的液滴直径、速度等参数, 分析了雾化场结构, 初步探讨了初始雾化场的特征.同时, 根据初始雾化场的实验结果给出燃烧数值模拟的初始雾化条件, 并把计算结果与燃烧实验数据和经验数值计算结果进行对比, 分析了实验初始雾化场数据对燃烧数值计算的改进效果.结果表明, 初始雾化场实验数据对燃烧室出口温度分布及燃烧效率的计算, 都有一定程度的改进, 其中对燃烧效率计算的改进效果更为明显.      

尾缘吹气稳定器与前方溅板式喷油匹配试验

使用了一种作为主流供油的侧喷挡板喷油杆,研究了主流供油与尾缘吹气稳定器局部供油的燃油匹配规律,揭示了尾缘吹气稳定器的性能特点.同时,为了验证侧喷挡板这种新的燃油匹配方式是否具有优越性,使用两种不同型式的火焰稳定器作为主稳定器,将其与一种逆喷挡板匹配方式的燃烧性能进行了对比分析.结果表明,在试验参数范围内,使用吹气稳定器作为主稳定器,侧喷挡板的燃烧性能好于逆喷挡板.