当量比对连续旋转爆轰燃烧室特性的影响

为了探究当量比对甲烷-空气连续旋转爆轰燃烧室（CRDC）特性的影响,利用二维可压缩欧拉方程对CRDC进行了数值研究,分析了爆轰波的发展过程和贫燃熄火过程,对比了不同工况下CRDC特性参数的变化情况。结果表明:CRDC起爆后燃烧场在由不稳定状态到相对稳定状态的过程中发生了2次碰撞,当进气当量比较低时,CRDC未能完全发生2次碰撞过程就已经熄爆。随着进气当量比的降低,爆轰波传播速度、轴向平均速度、出口平均温度、出口平均总压均呈下降趋势;增压比随当量比降低而减小的根本原因在于旋转爆轰燃烧过程和等压燃烧过程的熵增差减小,使吉布斯自由能增量差减小。CRDC的燃料驻留时间处于亚毫秒量级,燃烧热效率保持在99%以上。      

航空发动机自由涡轮叶片裂纹故障分析

针对某涡桨发动机在试车过程中发生的自由涡轮叶片裂纹故障,对裂纹叶片进行荧光检查、叶片测频和冶金分析,并通过MSC/PATRAN有限元分析软件确定叶片的振动特性。结果表明:叶片裂纹发生的原因为叶片的第5阶固有频率与导叶激励频率接近而发生共振,引起叶片发生高阶振动,造成叶片高周疲劳失效所致。重点调整螺旋桨的工作转速范围,使其基本处于规定的安全工作转速范围内。后经1000 h试车验证,均未再发生类似故障。     

光线追踪求交算法的研究及其实现

本文对光线追踪求交算法进行了深入讨论。文中结合形体设计实例说明了此算法的正确性和实用性。     

模型自由飞试验中的螺旋桨动力模拟方法研究

开展螺旋桨飞机模型自由飞失速试验需要准确地模拟螺旋桨动力状态。通过对模型自由飞失速试验 动力相似准则和螺旋桨动力模拟相似准则的分析,推导出螺旋桨飞机模型自由飞失速试验中所需要遵循的相 似准则关系;以此开展某四发螺旋桨飞机模型自由飞试验,通过控制螺旋桨转速、设计桨叶角,满足拉力系数和 前进比相等,模拟全尺寸飞机螺旋桨动力特性,获得的失速特性与飞机风洞实验结果一致。结果表明:该方法 能够准确模拟飞机失速过程的螺旋桨动力状态,可为飞机失速试飞提供重要的数据支撑,并为国内后续螺旋桨 类飞机模型自由飞试验失速试飞研究提供理论和试验方法。     

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。     

基于升力面自由尾迹的直升机旋翼悬停性能参数影响研究

 最大悬停效率(FM_max)作为衡量旋翼悬停性能的常用指标,反映了旋翼能达到的最大悬停效率,但不能反映旋翼在一定桨叶载荷范围内保持高悬停效率的能力,本文给出了旋翼悬停保持能力的定义.为更准确地反映桨叶涡量分布,建立了基于升力面理论的桨叶气动模型;考虑有弯度翼型的影响,将涡量布置于翼型中弧线,随后基于自由尾迹模型、耦合刚性桨叶挥舞运动方程、翼型动态失速模型以及二阶精度时间步进格式建立了升力面自由尾迹方法.通过计算模型旋翼在不同桨尖马赫数下的悬停效率,并与试验数据对比,验证了方法的准确性.相比于升力线自由尾迹方法,建立的升力面自由尾迹分析方法能显著提高旋翼悬停效率计算精度.最后分析旋翼关键设计参数对悬停性能的影响,得到设计参数影响旋翼悬停保持能力的新规律.     

天空飞行与地面风洞实验动态气动相关中的雷诺数影响

近10余年来,在3个动态气动专题领域内,地面风洞自由飞实验与对应的天空飞行器的绕流雷诺数虽然相差1~2个量级,但风洞自由飞实验结果多次预测或再现了天空飞行器出现的对飞行安全、飞行性能产生严重影响、其它地面风洞实验方法难以预测或再现的这3个专题领域内的动态气动特性,这至少为3个专题领域内天地动态气动相关中的雷诺数影响,提供了一个新的理解。     

基于多Agent协商机制的冲突解脱方法

冲突解脱技术是自由飞行能否实现的关键技术。采用多Agent系统中协商机制能解决自由飞行的多架飞机之间的冲突解脱问题。将冲突问题中所涉及到的飞机抽象为多Agent系统中的飞机Agent,通过各飞机Agent间相互协商从而得到满意的解脱策略。实例验证了该方法的可行性。     

旋翼洗流影响直升机红外辐射的计算分析

针对在旋翼洗流作用下,高速、高温的发动机喷流对直升机的红外辐射特性有着相当大影响的问题,提出了一种计算分析方法。该方法首先利用自由尾流技术对旋翼下洗流场进行计算;在此基础上,将旋翼洗流视为一种横流干扰,以计算得出的洗流速度为边界条件,进行了发动机热喷流模拟;然后,计算了喷流截面的温度涡线分布,并以此确定了旋翼洗流影响下的机体温度分布;最后,计算和分析了旋翼洗流对直升机红外辐射强度的影响。对某型直升机计算分析表明,该方法稳定可靠,结果符合实际情况,适于工程分析和预估。该方法还可用于直升机机体温度场的工程求解。     

利用LSCE方法识别桥梁气动导数研究

在节段模型自由振动法识别桥梁气动导数风洞试验中,采用LSCE识别方法,无需迭代和设定初始值而实现整体识别.对具有理论解的理想平板气动导数进行识别仿真研究,结果表明:对不含噪声信号识别结果与理论解完全一致,对含有20%噪声的低信噪比信号识别除了A*4以外也都有较好的一致性,表明LSCE方法具有较高的识别精度和良好的抗噪声性能.风洞试验研究结果进一步证明了该方法具有较好的识别效果.