超声速来流基元叶型前缘加工误差气动敏感性分析

为研究叶型前缘加工误差对叶栅气动性能敏感性,以NASA Rotor 67转子70%叶高截面基元级叶型为研究对象,选择Clamped型非均匀B样条曲线实现叶型前缘数学描述。采用单因素法建立叶型前缘加工误差模型,提炼出叶片弦长误差、前缘轮廓度误差、几何进气角误差三个误差模型;随后结合L9(34)正交实验及数值模拟方法研究超声速来流条件下三维直列叶栅不同前缘误差类型对叶栅气动性能的敏感性。正交实验极差分析及显著性分析均表明:前缘轮廓度误差FP是影响叶栅气动性能的主要影响因素(75%以上可能性),叶栅性能随前缘轮廓度增加呈现恶化趋势,即叶型前缘越厚,叶栅总压损失越大,扩压能力越小。进一步分析轮廓度误差对叶栅性能影响机制得出:激波损失是叶栅性能随轮廓度误差加大而恶化的重要原因。     

某卫星工程地面系统一体化任务中心建设

针对卫星管理和应用中测控、运控、应用等系统各自建设部署带来的管理分散、架构不统一、系统间人工协调频繁等问题,介绍了某卫星工程地面系统一体化任务中心建设。主要说明了任务中心一体化云计算系统架构、两层扁平网络架构、平台+插件软件架构和一体化任务流程,以及任务中心基础平台可靠性与适配性建设中的关键技术。通过统一技术架构实现共性资源统筹调度、各类数据统管统用,通过中心内部统一管理实现任务全流程监视和设备全系统运维。任务中心满足设计要求,平台稳定可靠,业务流程协调,工作自动高效,图像产品优质,实现了测控、运控、应用、站网管理的一体化运行。     

用指数模型对防弹玻璃寿命的研究

利用指数模型对防弹玻璃寿命的参数估计进行研究，给出了防弹玻璃的平均寿命和一定可靠度下的安全寿命，提出了一种适合于现场数据收集的统计方法。还说明了用指数分布作为防弹玻璃寿命分布模型的偏安全性。     

飞机在风切变下进场的模拟试验研究

介绍在飞机轨迹稳定性指标模拟试验中所用的有风切变时的数学模型。在地面模拟试验中采用着陆进场的人－机闭环控制方法，开展驾驶员定量评价，给出试验结果。对国军标ＧＪＢ１８５－８６的这一指标要求提出修改建议。讨论了在风切变下着陆进场的特性和驾驶技术。     

开启式高超声速进气道启动性能试验

设计了具有入口开启功能的高超声速进气道,并在Ma=6连续式自由射流风洞中进行了启动性能的试验研究.通过对进气道壁面静压变化和捕获流量的测量,验证了此种具有开启功能的变几何方案的可行性.试验结果表明,开启机构能够有效地提高进气道的启动性能.分析认为,进气道入口的逐渐打开过程辅助进气道建立起超声速流场.同时,开启机构避免了进气道自启动的迟滞效应,使进气道实现启动.      

层压复合材料连接接头设计及其在大飞机中的应用研究

 复合材料主承力接头的设计制造技术对拓宽复合材料在飞机结构上的应用范围,进一步减轻结构重量、提高疲劳性能和降低制造成本具有重要工程使用价值和发展应用前景。开展了平面环绕型层压板式复合材料承力接头的设计、分析与试验研究工作。提出了工程设计方案,通过理论推导,建立了环形接头危险部位的强度解析表达式并预测了具体接头设计的承载能力,同时完成了平面环绕型层压板复合材料接头的静力试验,试验结果与理论预测吻合良好。     

T300/BMP316层合板冲击后压缩强度试验

对两种不同铺层参数的T300/BMP316复合材料层合板进行了冲击后的剩余压缩强度试验研究.结果表明,虽然随着冲击能量的增加,层合板的剩余压缩强度逐渐降低,但二者之间不满足线性关系;不同铺层参数对层合板冲击损伤投影图形的长轴方向有一定的影响,但对冲击损伤投影面积大小几乎没有影响;层合板的剩余压缩强度与冲击损伤投影面积的大小没有直接关系.      

复合材料单钉接头损伤失效试验

对104件层合板接头静载力学性能及疲劳特性进行了试验研究,其中考虑了三种不同铺层、九种不同几何尺寸及两种拧紧力矩工况对其力学性能的影响.使用渗透剂增强的X射线图象技术对静载荷分级加载和疲劳载荷分时加载下试样损伤扩展及累积过程进行了无损检测,探讨了复合材料层合板接头实际损伤失效形式及破坏规律.      

锥导乘波构型设计、优化与分析

乘波构型是高超声速飞行器高升阻比气动布局设计的参考外形之一,设计中需要综合考虑升阻比、容积率和容积等要求。在锥导乘波构型参数化设计的基础上,采用工程估算和计算流体力学相结合的方法,通过正交试验设计分析了不同参数对目标影响的敏感性,合理选择设计参数优化区间,应用改进的多目标遗传算法对乘波构型进行了优化设计,针对优化外形开展了气动性能的数值模拟研究,并在高超声速炮风洞中完成了缩比模型的验证性实验。结果表明:优化设计外形具有良好的升阻比,且在一定攻角范围内升阻比较高,数值模拟和实验分析基本吻合。研究结果可为高超声速滑翔式飞行器的设计提供参考。     

高速直升机涵道风扇矢量推进系统模型悬停状态的气动力测量研究

为了提高直升机的飞行速度,出现了用涵道风扇矢量推力系统取代常规的尾桨和尾翼的复合式高速直升机.然而,涵道风扇矢量推进系统各部件间相互作用很复杂,从理论上确定涵道风扇矢量推进系统的气动特性尚有相当难度,为了研究涵道风扇矢量推进系统气动特性,利用涵道风扇矢量推进系统试验模型,通过试验实测该系统在轴流状态的气动力及舵面偏角和设计参数对系统气动力的影响,得到了一些涵道风扇矢量推进系统所特有的气动现象,其结果可作为理论建模的依据.