隐身结构机翼RCS分析与优化设计

以前缘内部填充吸波材料的隐身结构飞机机翼为研究对象,采用矩量法对其向前的雷达散射截面(RCS)进行数值分析;根据代理模型优化策略,对上述机翼隐身结构中的吸波材料厚度与劈角的选取进行RCS特性分析与优化。研究表明,和全金属机翼相比,隐身结构机翼具有更好的隐身特性;经过优化设计,可在典型方位上显著降低翼面结构RCS,提高了原隐身结构的吸波性能。     

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。     

飞机雷达天线系统隐身技术研究

分析了由飞机雷达罩、雷达天线和雷达舱内高频部件构成的雷达天线系统的散射特性,并研究了其隐身机理和隐身措施.提出了飞机雷达舱气动,隐身,结构一体化设计概念.     

小圆管内航空煤油流动阻力研究

本文通过实验研究了RP-3航空煤油分别在内径为2994μm,1995μm和992μm的小圆管中的流动压降和摩擦阻力系数,实验结果表明:层流摩擦阻力系数随雷诺数的增大而减小,并且小圆管内的层流摩擦阻力系数比常规大圆管中摩擦阻力系数大;小圆管中流动从层流转变成湍流的临界雷诺数小于常规尺寸圆管中的临界雷诺数2300。     

火焰筒局部蠕变屈曲分析方法

准确考虑火焰筒温度场和应力场的"局部"特性,提出"局部蠕变屈曲"概念,并给出一套局部蠕变屈曲分析方法.基于Hoff理论建立蠕变屈曲理论模型,结合理论和试验数据验证有限元方法处理蠕变屈曲问题的可行性.考虑蠕变屈曲失稳要素,结合静力结果确定蠕变屈曲危险部位,将子模型技术引入非线性/热弹塑性/蠕变有限元程序中,结合曲率极大点判据,确定危险部位蠕变屈曲临界时间.方法将改善传统方法中的平均温度、平均压应力和平面应变假设,提高了计算精度.      

七孔探针测量剪切流场的误差分析和实验验证

有限直径的七孔探针在测量剪切流场时,会引入系统误差.本文通过数值模拟的方法,建立三维七孔探针模型,研究了平行流场的速度梯度、七孔探针直径、滚转角等因素对测量结果的影响,并进行误差分析.在实验中,本文选用典型的平行剪切流场——圆管射流——验证误差分析的结果.通过七孔探针测量剪切流场的实验,确定七孔探针对于剪切流场的空间分辨率.提出了七孔探针的“临界直径”的概念,并且绘制了误差随速度梯度和探针直径变化的曲面示意图,用以选择合适尺寸的七孔探针.     

可折叠复合材料豆荚杆的制备与验证

为研制可折叠、自动展开复合材料豆荚杆,对其设计、制备技术进行了探索,并完成了功能实验验证研究.根据豆荚杆使用条件和环境,确定了超薄复合材料结构,通过真空袋法和胶结工艺,制备了豆荚杆.采用有限元法进行了轴向压缩承载能力分析计算,验证了制件可以满足设计指标要求;完成了其在室温下的压扁、卷曲和自动恢复形状的功能实验验证;通过...     

TC11合金燃烧特性初步研究

钛火严重威胁航空发动机用钛安全,开展钛合金燃烧特性研究是发动机合理用钛及采取有效防范措施的基础。通过液滴引燃试验法初步研究了TC11合金的燃烧特性,分析了燃烧的过程特征、试片温度与氧气含量(分压)对启燃的影响及燃烧表面的微观组织。结果表明:在压缩空气/氧气作用下,TA1液滴发生燃烧并将TC11合金试片引燃,燃烧过程中反应剧烈,喷射出大量火花;随着TC11合金试片温度的提高,引燃所需的临界氧气分压逐渐降低;TC11合金试片的烧损表面形成了氧化层,从表面到内部呈现出疏松区、致密区和燃烧影响区三种典型的组织区。     

双转子-支承系统动力学特性的有限元分析

利用有限元法对一个具有弹性基座的双转子-支承系统的临界转速和不平衡响应进行计算,把计算结果与该模型不考虑弹性基座的双转子-轴承系统的结果进行对比。结果表明,考虑弹性基座的双转子-支承系统的前三阶临界转速降低了,系统在155 Hz～200 Hz范围内临界转速的个数增加了,但在临界转速下的振幅减小了。因此考虑弹性基座对双转子-支承系统动力学特性的影响具有重要意义。     

双模态超燃冲压发动机流量匹配的临界面积法

建立基于控制体法的0-D守恒方程(流量连续方程、动量守恒方程和能量守恒方程)的热力喉道(Ma=1.0)求解集总参数模型,该模型包括了壁面摩擦模型、燃油喷射模型、燃油雾化掺混模型和化学动力学模型.并针对集总参数模型求解热力喉道的特殊性,提出了基于流量平衡的临界面积法,应用于隔离段和燃烧室的1-D流场计算,实现了双模态超燃冲压发动机具有热力喉道时的各种模态的隔离段和燃烧室的流量平衡计算,精确捕捉到热力学喉道,确定了隔离段流动状态和燃烧室的工作模态及相关的流路沿程参数.计算结果表明:采用了临界面积法的集总参数计算模型能解决热力学喉道求解问题,其计算精度达10-4,单点工况计算时间小于0.1s.