带盖板的预旋系统温降和压力损失数值研究

为了更大限度地挖掘预旋系统的温降潜力,对有盖板的预旋进气转-静盘腔内的气动热力问题进行了数值模拟,研究了旋转雷诺数、无量纲流量和旋转比对系统温降和压力损失特性的影响,结合盘腔内的流动特征分析了预旋温降和压力损失机理.计算表明绝热条件下的预旋温降主要受动静坐标系转换引起的动降温、离心升温,以及摩阻做功与黏性耗散等不可逆因素三方面影响,其中动降温取决于气流速度和相对速度,这些因素综合决定了系统温降随旋转雷诺数、无量纲流量和旋转比的变化规律.系统压降主要受气动损失、离心升压和坐标系转换引起的动压变化三方面影响.数据显示旋转比是无量纲温降和压力损失系数的主要影响因素.还讨论了预旋孔和接受孔流量系数随流量、转速和旋转比的变化规律.     

腐蚀环境下材料的疲劳缺口系数

采用当量加速环境谱对LY12CZ铝合金材料进行了不同年限的加速腐蚀试验,并对腐蚀后的试件进行疲劳试验,根据试验数据,对不同腐蚀年限下试件的疲劳缺口系数Kf和DFR值进行了计算,并研究了其随腐蚀年限变化的规律。     

测量船码头动态标校方法研究

在分析传统坞内标校基本原理的基础上,针对测量船在码头停泊状态下的摇摆特点,建立了码头动态水平和方位参考基准,推导了水平基准计算公式,设计了测量船码头动态标校方法。该方法直接采用标校电视正向瞄标法标校雷达角度零位,减少了传统标校中以望远镜作为中介带来的转换误差。标校结果表明,标校精度与船姿测量精度密切相关。     

凹腔型亚燃冲压发动机燃烧效率研究

通过开展亚燃冲压发动机直连式试验,研究了不同来流条件、不同余气系数时的燃烧性能.结果表明:燃烧效率受来流温度的影响较小,但随着余气系数增加,燃烧效率降低.总体而言,凹腔型燃烧室具有0.9左右的燃烧效率,初步达到了亚燃冲压发动机的实用化要求.      

基于变权重最小二乘法的发动机气路故障诊断

针对航空发动机气路部件故障诊断中存在的严重故障诊断问题,提出基于变权重最小二乘法进行发动机故障诊断.该方法在发动机仿真实验的基础上采用加权最小二乘法进行故障诊断,并对算法进行了改进,根据初期诊断结果对故障权重系数矩阵进行修正,使诊断结果更加合理可信.仿真表明,基于变权重最小二乘法的发动机气路故障诊断能快捷有效地诊断气路部件严重故障.      

区间不确定性下的空中作战行动过程优选方法

针对空中作战行动过程（COA）设计问题,根据动态影响网（DINs）理论和改进快速非支配排序遗传（NSGA-Ⅱ）算法,提出一种基于DINs和区间多目标优化的空中作战过程优选方法。首先,分析空中作战过程基本概念,分别进行静态和动态建模,并对参数不确定性进行分析。然后,基于改进Kendall协和系数检验法确定一致性检验后的关键参数,设计DINs概率传播算法。随后,分析期望效果实现概率与各关键参数的相关关系,在分析行动过程优选效果评价指标基础上,采用改进NSGA-Ⅱ算法对模型进行求解。最后,通过多组仿真案例,验证了模型的合理性,以及算法的有效性和优越性。     

球壳型屋盖在冲击风作用下的抗风设计参数及CFD分析

雷暴冲击风具有和大气边界层显著不同的风场特性。为与抗风设计习惯一致,提出了与大气边界层风场类似的冲击风水平风荷载下静力风荷载表达式,并给出了相应的风压高度变化系数和体型系数的计算方法。以球壳型大跨屋面为具体研究对象,采用CFD数值模拟方法,研究其在冲击风作用下随结构参数和冲击风参数改变的冲击风体型系数变化规律,并将结果与大气边界层风洞实验中的结果进行比较。最后还给出了球壳屋面位于冲击风正下方时,屋面体型系数及风压高度变化系数的取值。     

起落架落震试验修正案的影响分析及验证思路研究

起落架是飞机的重要组成部件,起落架缓冲器的设计好坏必须经过落震试验的验证。2001年5月9日FAA颁布的N0．25-103修正案对起落架落震试验要求进行了修订。本文对该修正案提出的原因进行说明,并以修正案的内容为基础,与CCAR-25-R3版进行详细地对比和影响分析;通过对起落架动态特性的解析,提出起落架落震试验修正案的验证思路。结果表明：落震试验方法没有本质变化,但是对于试验目的提出了更为严格的要求。研究结果可为起落架落震试验的验证提供一定的技术参考。     

捷联惯测组合测试数据稳定性分析

惯测组合是惯性制导的核心部件,其参数的稳定性不仅代表了惯测组合的质量,同时对飞行实验精度有着决定性的影响。针对某惯测组合在单元测试中稳定性参数合格,但在综合测试中却表现不稳定,本文从惯测组合的一次通电稳定性入手展开分析,揭示造成两者测试差异的主要原因,进而分析了该惯测组合存在问题的根源以及对测试的影响,最后提出了解决问题的方法和建议。