基于激光测距的飞艇净重在线计算方法研究

通过对三维建模软件CATIA中的飞艇副气囊模型进行切片分割,获得了不同副气囊高度下的对应体积值,使用最小二乘法建立了副气囊中心点高度与副气囊体积的三次曲线拟合公式,采用相位式激光测距仪对副气囊中心高度测量,使用该公式可以估算出副气囊的实时体积大小,从而推算飞艇净重大小,掌握飞艇的压力高度和起降能力。使用某次飞行试验对副气囊高度测量的数据计算出的飞艇净重值,与多次地面称重数据一致性较好,验证了使用激光测距仪对大型飞艇净重进行在线评估的可行性,并使用该方法对某飞艇某次飞行试验过程中的净重进行了分析,对飞艇的压力高度进行了核算。     

力约束管材自由胀形试验研究与材料性能测试

相较于单向拉伸试验,通过管材胀形试验(TBT,Tube Bulging Test)获得的材料性能参数能够更准确地反映材料在高压流体作用下的塑性成形性能,不同的管端边界将会严重影响管材胀形试验的测试结果.针对国际上现有试验方法和设备存在的不足,研制出了一套约束边界清晰、加载精确的管材自由胀形试验系统.在管材测试过程中,基于位移随动力主动加载的控制策略和比例伺服油缸,实现实时的轴向力、轴向位移和内压力的精确加载.端部约束的测试管材通过特殊设计的工装保证了其轴向自由滑动.实时内压力和胀形管材顶点处材料的壁厚和胀形高度信息通过超高压压力传感器、超声测厚仪和磁致伸缩位移传感器采集,进而基于Swift材料本构模型和采集到的数据拟合出材料应力应变曲线和材料性能参数.试验结果表明,管材两端侧推力与内压力对管材内腔端面的作用力和管材轴向自由对称收缩的平衡条件始终处于动态稳定中,试验设备能够准确获得实时胀形高度、顶点厚度、轴向收缩长度和内压力的信息,能够为材料性能测试和工艺设计提供可信的材料参数.      

基于石墨烯膜的光纤Fabry-Perot腔干涉特性分析

针对以新型材料石墨烯为膜片的光纤法珀压力传感器,应用圆薄膜大挠度弹性理论,利用有限元法分析了均布载荷下石墨烯膜的挠度形变;并基于Fabry-Perot干涉仪原理,建立了光纤Fabry-Perot腔压力传感的数学模型.根据石墨烯膜折射率特性,分析了层数、入射光角度等参数对石墨烯膜反射率的影响,获取了腔长损耗以及薄膜挠度形变导致腔长变化而引起的干涉光谱变化规律.仿真结果表明,增加薄膜层数可提高反射率、改善干涉性能;但随着载荷增加,其对挠度形变的影响表现为反向递减效应.8层石墨烯薄膜可获得0.715%的反射率,且当腔长为40μm时,直径25μm薄膜的理论压力灵敏度约为10nm/kPa.这为基于多层石墨烯的膜片式光纤压力传感器的设计提供了理论依据.      

空气域压力对高速射弹入水流场影响

为研究空气域压力对射弹入水流场的影响,采用流体体积法(VOF)多相流模型对锥头圆柱体高速入水过程进行数值模拟,得到射弹入水速度与入水深度以及空泡形态的分析结果,并将数值模拟结果与基于牛顿第二定律和文献的理论结果进行对比,验证数值方法的正确性.基于该方法针对不同空气域压力条件对入水过程进行分析,结果表明空气域压力对自由液面上方的喷溅形态、空泡表面闭合时间以及空泡内部空化效应影响较大.空气域压力越大,空泡敞开阶段的空泡口处半径越小,空泡发生表面闭合的时间越早,空泡内部空化效应越强.     

刷式密封刷丝摩擦磨损特性实验研究

建立了基于柱面圆周摩擦的直接测力法与间接转矩法两种刷式密封摩擦因数实验识别模型,设计搭建了刷式密封摩擦磨损特性实验装置,设计加工了8种不同结构参数的刷式密封实验件,实验对比分析了两种摩擦因数识别模型的实验结果,研究了结构参数对刷丝与转子表面正压力影响、工况参数对刷丝摩擦因数影响、干涉量对刷丝磨损影响。结果表明：直接测力法与间接转矩法测得的刷丝摩擦因数彼此相差较小,直接测力法稳定性优于间接转矩法。刷式密封刷丝与转子表面静态和动态正压力均随后挡板保护高度的增加而增大,随刷丝径向长度的增加而减小,随刷丝束厚度的增加而增大;相同干涉量下,静态正压力大于动态正压力;刷式密封刷丝与转子表面正压力在干涉加载阶段大于干涉卸载阶段,在转速升高阶段大于转速降低阶段,刷丝表现出滞后效应。刷式密封刷丝摩擦因数随刷丝与转子间干涉量的增加而降低,随转子转速的增加而降低;随摩擦时长增加,摩擦因数在磨损初期先迅速降低,之后基本保持稳定。刷式密封刷丝磨损量随刷丝与转子间干涉量的增加而增大,刷丝与转子间干涉量由0.3 mm增加至0.4 mm时,刷丝磨损量增大了296.66%。     

高超声速边界层转捩特性试验探究

通过在激波风洞中开展转捩试验,选取来流马赫数分别为6和8,单位雷诺数分别为4.1×10 6m -1 、2.6×10 7m -1 和4.4×10 7m -1 的来流条件,研究马赫数、单位雷诺数以及攻角变化对钝锥边界层和平板边界层转捩位置的影响。结果表明,攻角增大使钝锥迎风面和背风面边界层转捩位置均前移,使平板边界层转捩位置也前移;钝锥边界层在低马赫数时更容易转捩,平板边界层转捩受马赫数影响在攻角有差异时有所不同;单位雷诺数的增大促进转捩,但对于钝锥边界层而言,该参数增加到试验选定的上限时,转捩位置的变化并不明显;在转捩过程中平板边界层的脉动压力系数与热流具有相同的变化趋势。试验捕捉到了第二模态扰动。     

基于类战斗机座舱人机界面的拖靶遥测显示软件设计

分析了三代战斗机以来座舱人机界面的特点及技术发展趋势,针对拖靶领航员对遥测信息的显示需求,设计优化了人机界面,研究开发了各参数显示控件实现了虚拟仪表显示,通过嵌入MapInfo数字地图实现了绘制航迹,对遥测信息实现了图形化参数显示,应用Vc++和OpenGL混合编程完成了基于平显和多功能显示器人机界面风格的遥测显示软件设计,并分别通过仿真和与实际设备联试进行了验证。     

对接机构综合试验台温度环境模拟分系统温场优化

为改善某新型对接机构综合试验台温度环境模拟分试验系统的温度和压力均匀性,基于温场特性分析,用三维标准κ-ε模型对系统送风散流装置结构模型进行改进。发现散流装置的送风方式和结构对温度与压力均匀性影响较大。用仿真对散流器进行优化以改善流场,通过增设静压室和布风散流装置,在送风温度不变时可将温场温度均匀度控制在1 K内,压力梯度下降至改进前的0.5%,且改进后的送风结构能较好地满足温场体积变化后的试验要求。     

运输机襟翼压力分布飞行试验测量

为了飞行试验测量运输机襟翼压力分布,国内首次研制了测压带。提供了直接打孔法与测压带法的飞行试验比对测量结果,表明测压带法是准确适用的。在飞行试验中采用测压带测得了某后退双开缝襟翼起飞、着陆构型的压力分布,结果表明襟翼起飞构型的气动设计有待改进,襟翼着陆构型气动效率较高。测压带法适用于飞行试验空气动力学研究和飞机气动特性的演示验证。     

声级计检定的几点探讨

依据JJG188-2002《声级计》检定规程,结合工作经验就声级计检定项目中指示声级调整、频率计权、猝发音响应的检定进行了探讨。