发动机喷管羽流对近场声爆特性影响的风洞试验技术

超声速飞行所引发的声爆问题是困扰新一代环保型超声速客机发展的关键技术难题，发动机喷管羽流对全机声爆特性尤其是后激波特性具有重要影响。设计了单喷管喷流试验模型及声爆试验装置，评估了风洞试验段洞壁反射激波对模型近场压力测量的影响，重点针对通气支臂对喷管羽流的支撑干扰问题进行了分析与优化。基于中国航空工业空气动力研究院FL-60风洞，开展了发动机喷管羽流对旋成体单喷管模型近场声爆特性影响试验技术研究，试验来流马赫数2.0、落压比（NPR）范围1～20.39。研究结果表明，通过对来流马赫数、通气支臂外形、喷流模型长度、通气支臂与模型的相对位置等参数的综合优化，消除了通气支臂带来的支撑干扰对喷管羽流的影响，确保在风洞试验段受限空间内模型近场压力测量不受洞壁反射和通气支臂波系的影响；喷管羽流主要对模型尾部的近场压力特征产生影响，在来流马赫数一定的条件下，提高喷管NPR使喷流状态从过膨胀到欠膨胀，喷管唇口激波逐渐增强、位置逐渐向上游移动，抑制了喷管船尾膨胀波的发展。     

离轨帆弹性桅杆力学性能分析

采用有限元分析软件ABAQUS分析弹性桅杆几何参数对其力学性能的影响,为离轨帆弹性桅杆设计提供一定的理论依据。结果表明:增加壳体厚度、保持弧长不变,减小曲率半径以及增大壳体截面圆心角都能有效提高离轨帆自动展开能力及弹性桅杆支撑刚度;弹性桅杆的弯曲内部应力只与材料属性、曲率半径、缠绕半径以及壳体厚度有关;曲率半径减小、壳体厚度增加都会增大弹性桅杆的弯曲内部应力,有可能会导致弹性桅杆在缠绕时发生塑性变形。因此,在对弹性桅杆设计时,需综合考虑弹性桅杆几何参数对其展开能力以及缠绕性能的影响。     

某扭力管万向节组件及支撑轴承的正弦振动疲劳研究

本文建立C919某扭力管万向节组件及支撑轴承的有限元模型，对其进行模态分析及正弦分析，推导了正弦振动下的疲劳寿命计算公式并预估了模型的寿命，通过模态试验验证了模型的正确性，通过正弦试验验证了疲劳寿命计算的正确性。该疲劳寿命计算方法可用来预估相关模型的正弦振动疲劳寿命。     

绳系并联支撑飞机模型绕速度矢量旋转运动设计与模拟

绕速度矢量旋转运动风洞试验是研究战斗机尾旋和大迎角复杂机动特性的一种重要手段，其中模型支撑是关键。创新性地设计了基于六自由度绳系并联支撑的旋转运动方式。提出定旋转角速度和定气流角2种旋转运动设计方法，推导得到旋转运动参数与模型位姿之间的关系式，并给出两者的关联；结合支撑系统动力学模型，设计绳长为控制变量的计算力矩控制律。通过ADMAS软件仿真和原理样机试验验证，结果表明所提设计方法可以实现飞机模型绕速度矢量变气流角定速率、定气流角变速率等复杂变参数旋转运动，且定气流角方法既能满足三自由度定耦合比关系，还能准确地模拟战斗机正飞/倒飞尾旋运动，这将为深入研究尾旋和大迎角机动特性提供技术支持。