舰载直升机理论风限图飞行模拟获取方法

获取舰载直升机实用风限图,仅依靠实装飞行试验或建模仿真都是非常困难的。通过起降飞行模拟试验获取理论风限图,结合少量的海上实装飞行验证试验是一种综合较优的方法。起降飞行模拟试验需要真实飞行员和高等级飞行模拟器参与,飞行模拟器中的母舰气流场数据、母舰运动可由建模仿真或试验测试得到,且必须考虑母舰气流场的非定场特性;只有当飞行员视景或视觉反馈受限时(如能见度降低时),飞行模拟器基座的六自由度运动才是必需的;用DIPES或Bedford方法量化飞行员主观操纵负担,结合记录的客观操纵数据,评判起降难度;典型的飞行模拟试验程序包含了不同风况下的进近和甲板着舰,通常每隔15°和5kn一个风况。通过起降飞行模拟试验得到的理论风限图,可以更加有效和安全地指导海上实装飞行验证试验,最终获得实用风限图。     

基于并行CFD和优化技术的返回舱外形多目标优化设计北大核心CSCD

在给定的质心设计范围内,围绕球冠倒锥返回舱外形的高超声速气动单点静稳定性、配平升阻特性、质心横偏量的综合设计问题,提出了多点多目标优化设计数学模型。通过多目标优化设计方法结合并行数值模拟技术,对该多点多目标气动外形优化设计问题进行研究,为了加快多点数值计算进度,采用了嵌套并行方法,通过有效利用硬件资源来提高多个状态气动数值求解效率。根据以上方法给出的最优设计边界指出了返回舱单点静稳定性与配平升阻比和质心横偏量的矛盾关系,改善单点静稳定性会导致配平升阻比下降,使质心横偏量增加;反之,配平升阻比增加,质心横偏量减少都会使单点静稳定性变差。     

突加不平衡下GTF发动机转子系统瞬态响应分析

针对GTF发动机低压转子系统突加不平衡瞬态响应问题,基于有限元法建立了考虑啮合单元、行星架单元、膜盘联轴器单元的多体接触、多转子耦合动力学模型,介绍了考虑非线性因素下突加不平衡瞬态响应计算方法,求解了低压转子系统的突加不平衡瞬态响应,并分析了关键部件刚度对突加不平衡的影响规律。结果表明：当风扇转子发生突加不平衡时,各部件均表现为振动幅值突增,后迅速趋于稳定,低压涡轮转子发生明显拍振,突加不平衡载荷主要由行星架结构和第1.5支点刚性支承承担;行星架刚度主要影响风扇转子突加不平衡响应、第1.5支点和行星架处的外传力;膜盘联轴器刚度主要影响增压级突加不平衡响应、转子在突加不平衡之后稳定运转情况。     

FGH96粉末涡轮盘结构模拟件疲劳小裂纹扩展试验

为了分析涡轮盘轮缘榫槽等几何不连续部位对疲劳裂纹萌生及小裂纹扩展行为的影响,基于FGH96粉末盘实际构型设计结构特征模拟件,并对其在高温条件下开展自然萌生疲劳小裂纹扩展试验,通过疲劳中断试验和表面复型技术对榫槽和螺栓孔结构模拟件在500℃下的裂纹萌生和小裂纹扩展行为进行了观测和分析。结果表明：2种结构模拟件缺口表面存在多裂纹萌生现象,随着应力水平的降低,裂纹萌生位置由表面晶界转变为近表面特定方向的晶面以及非金属夹杂物处;2种结构模拟件裂纹萌生寿命占比约为36%～73%,且随着应力水平的降低而提高,裂纹扩展至工程可检裂纹尺寸时的寿命占比约为82%～96%,应力水平对其影响相对较小;特征模拟件缺口附近高水平的塑性变形能够导致小裂纹扩展速率分段特征现象消失,并延缓裂纹扩展过程中的合并行为,延长裂纹扩展寿命。     

光环境模拟中的云雾闪电模拟系统设计

在正常天气环境下,民机驾驶员在驾驶舱内进行视觉作业(如观察判读仪表、显示器等)处在一个较为舒适的光环境中,但在恶劣天气环境下,驾驶舱内突然出现的强眩光源会造成飞行员视觉、生理以及空间方向感的损害,使飞行员的反应时间受到限制,直接威胁到飞行安全。在光环境模拟中的云雾闪电模拟系统设计,针对云层、闪电这两种自然现象的不同模拟指标,采用云雾模拟系统和闪电模拟系统分别在地面进行云雾闪电模拟,实现了在地面模拟恶劣天气环境,如雷暴雨、穿云层等,能为驾驶舱的光学集成设计、视觉工效设计、验证试验、人因工程研究等提供多功能、可复现的光学验证条件。     

中低轨道地磁动态模拟器

文章介绍了1台能为中低轨道飞行器提供动态地磁场环境的模拟器,详细论述了模拟器的系统组成、线圈结构、电源和磁强计指标参数、控制方式和调试方法,介绍了根据WMM2000地磁场模型计算出轨道上各点的磁场值,利用数值分析的方法找出输出电流与产生磁场大小的对应表达式,从而根据计算出的磁场值和输出电流,用程控电源成功实现了中低轨道地磁场的动态模拟.     

飞秒激光系统图像调焦装置以及方法

飞秒激光直写技术在复杂三维微结构加工领域具有显著优势,而调焦是否精准直接影响了所加工结构的完整度.提出了在光路中临时置入调焦光源和物的图像调焦技术,通过调节物的位置使其成像面与激光聚焦面一致,从而通过清晰可分辨的成像状态间接反映激光聚焦状态.利用Zemax软件模拟分析了原飞秒激光光路与加入调焦光源和物的调焦光路,二者可实现相同加工物镜后工作距离与良好成像质量,证明了该方法的可行性.通过分析得到该过程的成像误差主要由成像镜头焦深(3.9 μm)引起,我们获得的理想调焦精度可达到1/2焦深以内.设计了单层高度为5 μm的二层圆柱结构,通过多次实验验证了所加工元件高度误差在1.5 μm范围以内,与理论分析一致,满足飞秒激光系统的调焦要求.     

一种小长高比组合发动机喷管气动设计及性能分析

在强几何约束条件下,对一种Ma=0~6.0的小长高比组合发动机喷管气动设计开展了初步研究。采用特征线法设计程序开展了喷管型线设计,并对设计点马赫数选取、三维侧向膨胀角、喷管双通道相对位置对喷管气动性能的影响开展了研究,给出了兼顾空间有效利用与喷管气动性能的喷管气动设计方案。数值模拟结果显示:降低设计点马赫数可以改善组合发动机喷管在低马赫数飞行时的性能,避免喷管出现严重过膨胀;喷管保持出口高度不变时,随着侧向膨胀角的増大,其高马赫数气动性能较优,而低马赫数气动性能下降严重。涡轮/冲压发动机喷管出口相对位置对并联布局组合发动机喷管转级点气动性能影响较大,且存在一个最佳位置布局,使得转级点达到最优的推力性能。获得的组合发动机喷管在设计马赫数下的推力系数约为0.920,模态转换过程流场平稳过渡,推力系数不低于0.918。     

应用过程神经网络的航天器瞬态温度预测方法

航天器在轨温度受空间热环境影响变化较大,同时研制阶段的热分析与热试验往往也耗时较长,因此通过准确有效的预测方法为其提供在轨温度预警信息、提高热仿真与热试验效率至关重要。文章提出航天器瞬态温度预测方法,依据航天器在轨温度实测数据,采用相空间重构理论构建样本集完成训练,应用过程神经网络建立瞬态温度预测模型,并对温度进行外推预测。经验证,根据温度预测方法建立的温度预测模型绝对误差最大值为0.746 K,可在满足工程精度的情况下实现对航天器瞬态温度的快速预测。     

环境压力大偏差条件下拉瓦尔喷管发动机高空推力的确定

简析了拉瓦尔喷管发动机高空模拟试验的特殊性,提出了大模拟偏差条件下确定和修正拉瓦尔喷管发动机推力的方法。试验结果表明,在保证推力不确定度优于1.0%的条件下,拉瓦尔喷管发动机高空模拟试验的模拟偏差容限约为14%。当设备能力限制或其他特殊原因而采用环境压力大模拟偏差技术时,可以采用本研究的推力系数确定方法确定发动机的推力。