基于真实密度比的单/三排扇形孔气膜冷却性能及流阻特性

在真实密度比条件下对单排和三排的扇形气膜孔的传热和流阻特性进行了实验研究。采用压敏漆（PSP）技术对单/三排定出口宽度的扇形孔进行风洞实验,研究了在真实密度比条件下不同孔形参数的扇形气膜孔的传热和流阻特性的差异,得到了不同孔形参数的扇形孔出现冷气射流吹离热侧壁面的大致临界吹风比以及实现展向平均气膜冷却效率最高的孔型结构参数。实验结果表明:在所研究的孔形参数范围内,扇形孔在吹风比小于1.5时没有出现冷气射流吹离壁面的现象,且倾斜角为20°、扩散角为15°的扇形孔的气膜冷却性能最好;而当吹风比为2.0时则出现了不同程度的吹离热侧壁面的现象,且倾斜角为25°、扩散角为10°的扇形孔的气膜冷却效率最大。此外,倾斜角为25°、扩散角为13°和倾斜角为30°、扩散角为10°的扇形孔流量系数最高。      

金属加筋壁板蒙皮有效宽度分析方法

民用飞机机身、机翼的壁板、气密框以及翼梁结构为典型的壁板加筋结构,在承受压缩载荷时需考虑成由蒙皮与筋条组成的复合剖面共同承载,其通常为中长柱,工程分析时常取30倍的蒙皮厚度作为蒙皮有效宽度。取30倍的蒙皮厚度作为蒙皮有效宽度存在着一定的保守性,介绍了Von Karman迭代分析方法、有限元分析方法及常用的工程分析方法。在加筋壁板结构的轴压承载能力计算中,蒙皮有效宽度的确定是较为关键的设计因素,对飞机机身、机翼结构效率的提高和重量控制至关重要。随着加工能力的提升,虽然部分壁板结构由组合式逐渐过渡到了整体机加形式,但所述方法仍有一定的借鉴意义,对目前国内外常用的金属加筋壁板有效宽度的工程分析方法进行了研究,并结合有限元分析对工程分析方法进行了验证。     

航空发动机高原起动性能改善措施

为了解决航空发动机高原起动超温和转速悬挂等问题,以某型航空发动机起动过程为研究对象,根据高原环境对发动机起动过程的影响进行理论分析,提出了优化高原起动措施,并进行了高原试验验证,摸索出各措施对起动过程的影响程度。结果表明:在发动机起动过程中采用飞机卸载的方式可使排气温度降低3%,起动机脱开转速提高3%;起动机功率提高约1%,点火转速及脱开转速提高约2%,起动时间缩短约8%。     

基于实战使用的涡轴发动机空中起动飞行试验

以涡轴发动机实战使用中空中紧急起动相关技术指标和特情处置措施验证为目的,设计了贴近实战使用特征的发动机空中起动试飞方案,并以某涡轴发动机设计定型试飞为依托,进行了不同飞行工况下的飞行试验验证和数据分析研究。结果表明:该空中起动试飞方案合理可行,能够最大程度的贴近部队实战使用的技术特征,满足对发动机起动高度包线、起动时间等研制总要求规定的技术指标验证需求;试飞结果表明该型涡轴发动机4000m以上高度停车至再起动期间直升机平均下滑高度约为670m,平均停车时间约为185s。该试飞方法和数据结果可为部队实战使用过程中空中遭遇停车的紧急处置提供支持和参考。     

涡扇发动机闭环控制系统设计仿真平台

航空发动机闭环控制系统的设计过程复杂且环节繁多,如果通过某平台综合多个设计过程,必然可以简化流程,提高效率.在总结国内外相关文献的基础上,针对民用涡扇发动机,在Matlab/Simulink下,利用模块化方法构建包含稳态控制器、过渡态控制器以及极限保护器的涡扇发动机闭环控制系统仿真平台,并对其进行仿真测试和硬件在回路实验.结果表明,所构建的仿真平台满足控制系统的性能和实时性要求,具有良好的工程适用性.     

利用定子槽口宽度削弱永磁电机电磁噪声研究

着重研究了永磁电机定子槽口宽度对电磁噪声的影响。通过电磁力解析计算得出电磁力与定子槽口宽度的计算关系。利用Ansoft软件对1台电动汽车用永磁电机进行电磁场计算,求解改变定子槽口宽度对电磁力波的影响,并用ANSYS软件对该永磁电机进行不同定子槽口宽度的2D声场计算。进行了试验验证,仿真计算与试验结果基本一致,可为该类电机削弱噪声设计计算提供参考。     

一种超声速状态下机载推进系统模型的建模方法

为了满足机载航空推进系统模型对精度、实时性及数据存储量的苛刻要求,提出了一种机载模型建模方法.对传统的机载稳态模型建立过程中使用的相似准则进行了充分讨论,得出了一种具备更高建模精度的相似准则.在新的相似准则基础上,建立了包含泰勒展开式中非线性2阶项的高精度稳态变量模型,有效解决了分段线性稳态变量模型在大包线、变状态条件下精度难以保证的问题;为了解决超声速状态下安装推力与发动机净推力差别较大的问题,建立了考虑外流特性的简化进气道模型,给出了一种计算安装推力的方法,即由简化发动机模型计算安装推力中符合相似准则的部分,由进气道模型计算溢流阻力、放气阻力及发动机推力中不符合相似准则的部分.仿真结果表明:基于新的相似准则所建立的机载模型具有大包线、变状态适应性,输出参数误差均在0.5%以内.      

液体火箭发动机充液导管流固耦合动力学特性

为了深入研究流固耦合（FSI）作用对液体火箭发动机充液导管频率特性的影响,采用传递矩阵法(TMM)建立了空间导管流固耦合动力学计算模型.针对真实发动机导管开展了传递矩阵模型与传统基于附加质量的有限元(FEM)（非耦合）模型仿真计算以及模态试验验证,比较了管径、壁厚等结构参数对导管流固耦合作用的影响.结果表明:在流固耦合作用下,导管各阶谐振频率减小、而对应的流体振荡与结构振动幅值增大.管径对导管低阶频率特性的影响较壁厚对其影响更大.对于该算例,当管径大于设计值30%后,耦合作用引起的1阶频率误差高于10%,此时流固耦合不能忽略;而壁厚对1阶谐振频率的影响则小于8%.      

飞机方向舵故障建模与侧风着陆仿真

基于风洞试验数据和CFD数据,建立了某型飞机上、下两片方向舵在松浮、卡滞和脱落等故障的数学模型;针对方向舵脱落故障,在飞行模拟器上进行了人在环的侧风着陆仿真试验,验证了模型的准确性,得到了与实际侧风响应相吻合的故障模型;最后,基于此模型探讨了方向舵故障下的侧风着陆安全性与驾驶员负荷.     

基于BIT的气象雷达系统深度测试平台研究

针对气象雷达系统专用测试设备利用率低、系统操作复杂等问题,在深入分析系统接口技术以及测试总线技术的基础上,提出了基于通用测试设备的深度测试平台设计方案并进行了验证,这为实现通用化航电测试平台、提高资源共享效率提供了新思路.