基于虚拟测量技术的模块化测量系统研制

机械产品的尺寸公差和形位公差是重要的质量检测指标,合格与否将直接影响产品功能。根据筒类工件的结构特点,搭建了基于虚拟测量技术的模块化测量系统,系统基于LabVIEW仪器平台开发主控制程序搭建外围硬件,解决了测量定位、传感器的选型、系统集成、测量程序开发等关键技术,实现了对尺寸公差与形位公差的同机检测。实验结果表明,系统检测精度达到99.80%,测量误差低于0.043mm,检测效率提高近3倍。     

中空长航时无人机两段翼型设计和应用研究

中空长航时无人机追求高续航性能和任务多样化,故应满足高效巡航、短距起降、抗变形等多性能要求。在原始飞机单段翼型的基础上,通过控制点加分段可控二次曲线方法并结合优化算法开展两段翼型的设计优化;利用新设计的两段翼型完成对无人机机翼内侧段(襟翼段)的改进设计及其结果分析。结果表明:改进后的无人机在续航因子、起飞升力和起飞升阻比方面得到大幅提升;襟翼大角度偏转时,在保持一定升力的同时阻力增加,满足飞机着陆减速要求;此方法可以满足中空长航时无人机巡航和起降多设计点综合设计要求。     

S弯二元喷管红外辐射特性实验

基于轴对称排气系统设计了一套S弯二元喷管的实验模型,在实验工况下测量了喷管实验件的部分流场参数和远场红外辐射特性,对S弯二元喷管的红外辐射特性进行了分析和研究,并与基准轴对称喷管的红外辐射实验结果进行了对比。结果表明:上方探测平面是S弯二元喷管的主要辐射方向,其最大辐射角度为15°,在该方向角上固体壁面辐射的贡献最大。下方和侧向探测平面各方向角的红外辐射强度明显小于上方探测平面,主要是由于S弯二元喷管遮挡了大部分的内部高温壁面。与基准轴对称喷管对比,S弯二元喷管有着明显的红外抑制作用,在尾部方向S弯二元喷管的积分辐射强度相比轴对称喷管降低了81%,最大辐射强度相比轴对称喷管降低了47%,燃气辐射降低50%。      

带抽吸二元进气道/隔离段激波串振荡特性

针对抽吸缝作用下激波串非定常振荡的复杂流动问题,采用高速纹影结合壁面动态压力测量的方法,在马赫数6的激波风洞中研究了高马赫数二元进气道/隔离段中激波串的自激振荡特性。隔离段出口不同堵塞度的实验结果表明:在低堵塞度下,隔离段内的分离激波无明显振荡;在中等堵塞度25.3%～32.3%和高堵塞度35.3%～38.2%工况下,隔离段内产生非定常激波串,受到隔离段内预先存在的背景波系以及抽吸缝泄流作用的影响,分别出现大幅度低频振荡和小幅度高频振荡;而当堵塞度超过临界值后,激波串被推出进气道,出现不起动。在大幅度振荡模式中,上壁面大分离区周期性地形成和消失,下壁面的激波串前沿分离激波在抽吸缝后缘到隔离段出口之间大幅度振荡,其振荡主频约为280Hz～480Hz,并且随着堵塞度升高而降低;在小幅度振荡模式中,上壁面始终存在大分离区,下壁面的激波串前沿分离激波在抽吸缝附近小幅振荡,其振荡主频约为900Hz～1800Hz。两种振荡模式均给隔离段壁面带来严酷的脉动压力载荷。     

高超声速进气道/隔离段内流特性研究进展

作为超燃冲压发动机的增压部件,高超声速进气道/隔离段内部存在一系列的复杂流动现象,本文概述了该领域的相关研究进展。高超声速进气道/隔离段内存在多种激波/边界层干扰现象,并受到膨胀波系等的干扰,使其特性偏离了传统基于简化模型的研究结果,具有显著的三维干扰特征、多波组合干扰特征,并在通道内诱导出了显著的二次流,特别是角区旋涡流动。隔离段内存在复杂的激波和膨胀波结构,这些背景波系在隔离段内不断反射,形成显著的流向和横向参数间断。当出口流道发生几何或热力壅塞时,隔离段内会出现更为复杂的激波串现象。激波串和上游背景波系、角涡相干,呈现出明显的偏向性,并在前移过程中可能会出现两种特殊的动态前移过程。尽管最近对高超声速进气道/隔离段内流特性的认识得到了极大地提高,但仍然有较多的基础问题亟待解决。     

飞翼无人机保形进气道耦合进口格栅气动与隐身综合特性

基于飞翼无人机(UAV)保形进气道和工程应用实例,进行了不同格栅间距的格栅设计。结合多层快速多极子方法(MLFMM)和混合网格计算方法,开展了保形进口格栅气动和隐身综合特性研究。结果表明:①随着格栅尺寸（间距)减小,格栅隐身效果逐渐增强;频率为1GHz下,格栅间距为波长的1/3时,格栅电磁屏蔽效率约为48.93%,而当格栅间距达到波长的1/6时,接近于完全屏蔽;②保形进口格栅对无人机翼面上流动干扰较小而对进气道内流特性影响明显;③随着格栅尺寸减小,全机升阻特性逐渐略微下降,进气道出口截面总压恢复逐渐降低而畸变指数逐渐增大。      

大型机身复合材料加筋壁板制造技术及应用

复合材料机身是我国新研制的大型民用客机的重要结构之一,其制造工艺直接影响产品的质量一致性、产能、成本等,传统手工为主的制造技术已远远不能满足当前要求。为了验证大型机身复合材料帽型加筋壁板的自动化成型工艺进行了多方位的研究探索和验证,通过串联自动铺带、自动铺丝、长桁毛坯的叠层滑移成形、填充芯材自动成形、长桁定位等工艺,完成了大型壁板的制造。研究表明,选择的壁板制造工艺技术风险低,质量一致性高,为大型复合材料机身帽型加筋壁板的自动化制造提供了基础。     

暂冲式风洞大开角扩散段性能的实验研究

布置有多层孔板（丝网）的大开角扩散段通过参数的优化设计,可有效缩短暂冲式风洞启动时间,均匀进入稳定段的气流速度,并降低阀后噪声和气流脉动。针对某大型暂冲式风洞大开角扩散段设计关键技术开展专题研究,设计并进行了不同扩散段扩开角角度和中心体分流锥型式的组合实验,从压力损失、出口截面速度分布和降噪特性三个方面进行了对比分析。试验结果表明：试验件45°扩开角＋65°平底锥的压力损失相对最小,而增加导流尾锥的中心分流锥由于底部难以形成稳态的分离涡使得其压力损失明显偏大,其它试验件组合的压力损失值则相接近;各试验件出口截面的速压分布均呈现以中轴线对称分布的双驼峰趋势,且孔板的开孔率偏高时出口剖面速度分布相对更平滑;试验马赫数下的大开角段对气流噪声的消声量约为12～14dB,对频率在2kHz以上的气流噪声具有相对较强的消声能力,同时气流经过设置有多层孔板的大开角扩散段后,气流波动幅值明显降低,气流脉动得到有效地抑制。     

共形光学整流罩的加工与检测技术综述

共形光学整流罩在保证系统光学指标的前提下,还能够平滑地与其结构外形融为一体从而提高飞行器的空气动力学性能,但是共形光学整流罩的非常规形状给光学加工和检测技术带来了极大的挑战.因此共形光学整流罩的光学制造是高速飞行器的关键技术之一.本文首先分析了共形光学整流罩的优势,加工和检测技术的难点,介绍了现有的加工和检测方法,最后...     

某型直升机发动机尾喷管前转接段模态分析

某型直升机发动机出现的尾喷管裂纹故障主要发生在尾喷管前转接段焊缝周围。为分析故障原因,文章建立了该型发动机尾喷管结构的计算模型。对该型喷管整体结构进行了自由振动和模态分析,获得了该喷管模型的多阶自振频率和模态。将有限元分析结果和实验结果对比表明,两者所得的固有频率吻合性较好。