重复使用飞行器金属热防护系统的有限元分析与设计

金属基热防护系统具有轻质、耐用、可操作性、成本高效等特点,是实现降低重复使用飞行器费用的一个关键技术。通过比较分析超耐热合金防热板和改进型防热板,给出了金属热防护系统的各个部分的设计准则。建立了蜂窝夹芯板和纤维隔热毡的有效热导率的数值预报模型,算例研究表明本文给出的数值预报方法正确。使用二维热分析模型和三维承载分析模型,实现了传热和承载分析的迭代计算,算例表明迭代方法有效、可行,可用于可重复使用飞行器金属热防护系统的分析与评价。     

含裂纹铆接加筋板应力强度因子的计算

本文提出了选择复连通域边界(多环路)计算J积分的一种新方法,成功地解决了单连通域内有铆接点时计算J积分的问题。文中还提出了一种“虚设铆钉法”,采用这种方法,可利用同一网格有限元模型计算不同裂纹长度下裂纹尖端的应力强度因子,这大大简化了模型准备工作并减少了计算结构总刚度矩阵的工作量。本文采用刚度导数法、J积分法及能量释放率法,计算了含裂纹铆接加筋板的应力强度因子,通过计算结果对比,对各种方法作了粗浅的评价。     

GJB 4239《装备环境工程通用要求》及其应用分析(二)

介绍了GJB 4239<装备环境工程通用要求>中环境适应性设计部分的3个工作项目的目的和用途,工作项目实施需要的基本条件,分析了当前型号研制中各项目开展情况和存在的问题.     

涡喷发动机电子控制器研究

进行了某型涡喷发动机数字电子控制器系统设计 ,执行机构采用了步进电机细分的驱动方案。分析和给出了涡喷发动机转速、压力、温度信号的采集过程以及起动控制箱、机械供油装置的接口电路 ,基于ITAE准则设计了PID控制器 ,并在发动机控制系统动态模拟试验台上进行了仿真验证     

超燃冲压发动机进气道不起动仿真研究

对超燃冲压发动机进气道-隔离段进行了二维稳态流场数值模拟,给出了超燃冲压发动机进气道起动到不起动整个过程的数值模拟结果。得到了不同压比下、不同攻角下进气道-隔离段内部流场等压线图,分析了进气道-隔离段壁面静压分布特性,初步给出了进气道不起动状态的判断准则。      

飞行器RCS控制力矩辨识方法研究

对于依靠RCS(反作用控制系统)进行控制的返回舱等跨大气层飞行器,如何获得其在真实飞行条件下RCS的控制力矩一直是一个难题。本文提出了采用系统辨识技术得到RCS控制力矩的思路,研究建立了基于最大似然准则和牛顿-拉夫逊迭代算法的参数辨识算法模型。仿真辨识及对某飞船返回舱实际飞行数据的辨识结果表明,本文建立的方法是有效的,利用其能够对飞行器的气动力矩和RCS控制力矩同时进行有效辨识。     

概念设计时影响涡轮转子叶片强度的关键因素

基于总体结构参数对后期详细设计的重要性这一事实,探讨了航空发动机叶片概念设计中可能出现的强度问题,研究了涡轮叶片的 AN2值、轮缘切线速度、叶片稠度和材料性能等重要设计参数对强度和寿命的影响.结果表明:目前先进民用大涵道比涡扇发动机的 AN2值在25m2·(r/min)2以内,轮缘切线速度应当使得涡轮盘的形状因子控制在2以内,叶片稠度则应满足叶片能被榫连结构包容的要求,材料蠕变和低循环疲劳性能的限制要求高压涡轮叶片根部平均应力控制在250MPa左右.这些结果将为先进航空发动机和燃气轮机涡轮叶片的设计提供重要的参考依据.      

舰载飞机着舰过程的参数适配特性

 舰载飞机着舰过程的参数适配特性对于着舰安全性有着重要的影响.基于着舰安全准则,研究了无风和平静海况下驾驶员视野、着舰下沉速率和拦阻距离对舰载飞机参数适配特性的影响,给出了一定初始状态下舰载飞机的着舰质量和着舰速度的适配包线,分析了影响最大着舰质量的因素并对适配包线的扩展方法进行了研究.结果表明,适配包线由最小着舰速度和最大着舰速度封闭而成.其中,最小着舰速度主要由驾驶员视野准则决定;对于最大着舰速度,当着舰质量较小时主要由着舰下沉速率准则决定,当着舰质量较大时主要由拦阻距离准则决定;最大着舰质量由拦阻系统性能和驾驶员视野共同决定.通过增大拦阻力、改善飞机的低速气动特性可以有效扩展适配包线范围,增加许用的最大着舰质量,但下滑角大小的改变对其影响不大.     

舰载机着舰下滑过程中的PIO趋势评估与防范

为了研究舰载机着舰安全性,首次提出了舰载机的驾驶员诱发震荡（PIO）问题,结合对陆基飞机飞行员诱发振荡的研究成果,分析了舰载机与陆基飞机在该问题上的异同点,构造了速率限制器前置滤波器来改进控制回路中的舵机速率保护结构,重点对舰载机着舰下滑过程可能发生PIO情况进行了仿真分析,并利用史密斯准则评估了过程的振荡趋势,说明了下滑过程发生PIO对着舰安全的影响,同时验证了所提出的防范方法的有效性。     

低速模拟技术在高压涡轮级中的应用

借鉴低速模拟技术在航空发动机高压压气机研究中的成功经验,探索了将其应用于高压涡轮部件时的气动设计方法,提出了一种改进的叶型重设计方法.以此方法为设计准则,选取E3发动机高压涡轮的第1级为原型高压涡轮,设计了与其相似的低速涡轮试验设备.在设计过程中保证了两者之间相等或相近的稠度、展弦比等结构参数,相近的效率、负荷系数、沿径向分布的效率和气流角等气动参数,以及类似的无量纲叶片表面等熵马赫数分布形式.数值模拟结果表明:由于低速涡轮设备的落压比、总温比等参数均与原型高压涡轮差别较大,压气机低速模拟中常用的流量系数、叶片表面压力分布等相似参数不再适用.按照给出的结构和气动相似参数所设计的低速涡轮模型达到设计要求,其能够反映出原型高压涡轮主要的气动参数变化趋势,能够作为涡轮内部气动热力学研究的试验载体.