风洞试验绳牵引冗余并联机器人的刚度增强与运动控制

 以一种应用于低速风洞试验的6自由度绳牵引冗余并联机器人为研究对象,解决飞行器模型在风荷作用下动态定位误差大、力学测量精度不高的问题。运用微分变换推导了该机器人的刚度解析表达式;分别建立了末端执行器和驱动系统的动力学模型;针对系统冗余驱动、强耦合和非线性的特点,设计了基于刚度增强准则的关节空间比例微分（PD）修正前馈控制器,实现了以提高飞行器升力方向、顺风向和俯仰转动方向刚度为目标的绳系张力优化分配。数值仿真算例表明,与基于张力极小准则的控制器相比,前者有效地提高了飞行器的动态定位精度。     

小型固定点装置温坪性能研究

给出了锡点、锌点和铝点三个小型固定点装置的垂直温场调节方法和温坪复现方法,并对调节前后的温屏曲线进行了比较。该小型固定点装置温坪曲线特性满足现有国家计量检定规程对于检定二等标准铂电阻温度计和精密级铂电阻温度计的要求。     

实测环境温度下固体火箭发动机二维温度场及应力场分析

监测了某舰载导弹发射贮运箱内温度,用有限元法求解了实测环境温度作用下发动机内二维温度分布和应力分布情况。结果表明:发动机内温度与贮箱内交变环境温度相比,温度峰值有所衰减,相位有所滞后;发动机星尖处应力最大,是比较容易产生裂纹的地方。     

涡轮喷气CO_2气动激光器概念研究

通过分析航空发动机和燃烧驱动CO2气动激光器的相似性,探讨了将航空发动机改装成CO2气动激光器的可行性.提出了涡轮喷气CO2气动激光器的概念和基本框架,分析了其中涉及的各项关键技术和初步解决方案.针对典型航空发动机的工作状态,设计了阵列喷管型面,并对小信号增益和喷管内流场分布进行了数值计算.结果表明,利用航空发动机燃气可以获得较高的小信号增益,涡轮喷气CO2气动激光器存在其合理性和可行性.     

自适应流通机匣处理改善压气机性能的机理

为了探索自适应流通机匣处理形式影响跨声压气机性能及流场的流动机理,文中采用非定常数值模拟方法研究了自适应流通机匣处理对NASA轴流Rotor37气动性能的影响。数值计算结果表明:自适应流通机匣处理能有效地延迟失速并在大部分流量范围内略微提高压气机的效率。通过详细的流场分析表明,该机匣处理能有效地增大叶顶区的气流进气角度,抑制了间隙泄漏涡在叶顶通道内的发展,同时阻止泄漏涡涡核在通过激波后破碎,提高了转子顶部通道的流通能力,进而减少叶顶区的流动损失。     

分步固化工艺对中温材料体系天线罩性能的影响

为探讨分步固化工艺对某中温材料体系天线罩性能的影响,本文对SW-280A/环氧树脂预浸料、FM73M胶膜和Nomex纸蜂窝组成的中温材料体系层压板及蜂窝夹层结构试样多次固化后的力学性能及电性能进行了研究。结果表明:经一次、二次、三次、四次及五次固化后,力学性能及电性能变化幅度不大,无明显的下降趋势,说明多次固化未对该中温材料体系的力学性能及电性能造成影响。材料体系天线罩的制造可以采用分步固化工艺,分步固化工艺对其力学和电性能不会产生影响。     

离心式同向双旋流器空气雾化喷嘴雾化特性研究

对一种组合式的离心式同向双旋流器空气雾化喷嘴喷雾特性进行研究.双旋流器采用旋向相同的径向开孔式设计,在常温常压下试验,研究不同空气压力降和喷嘴供油压力工况下液雾的索太尔平均直径及分布指数.试验中以航空煤油为介质测试其雾化性能,采用马尔文激光测雾仪测量喷嘴下游50 mm处的液雾分布.结果表明:随着空气压力降和喷嘴供油压力的增大,索太尔平均直径减小,分布指数增大,推导了在空气压力降Δp/p＞3%和Δp/p＜3%两种工况下索太尔平均直径计算模型.      

某型发动机燃烧室出口温度计算方法分析及应用

概要介绍了某型航空发动机燃烧室出口温度的2种计算方法,结合发动机试车数据对采用2种计算方法得到的结果进行了对比分析。结果表明：采用涡轮流量法计算某型发动机燃烧室温度的结果比采用压气机特性法得到的计算结果更接近实际结果。     

涡轮叶片温度场插值的坐标变换法

研究了利用坐标变换求涡轮叶片温度场的插值方法。选择等叶高面间的叶片体为研究对象,利用20个节点包络此叶片体,在物理坐标与虚拟坐标之间建立坐标变换函数,确立物理坐标节点与虚拟坐标节点的映射关系,通过坐标变换把形状复杂的叶片体变换为规则的正方体,在虚拟坐标系中、规则的正方体上插值求得涡轮叶片体任意点的温度值。通过算例验证了该方法的可行性和正确性。     

飞行器表面红外辐射的模型以及红外特征分析(英文)

隐身最重要的技术之一是评估飞行器被红外探测器接收到的红外辐射强度。本文针对飞行器表面红外辐射特征计算的问题提出一个方法。首先通过分析飞行器表面气动加热、发动机热部件等主要热源,建立了CFD计算模型并获得了飞行表面的温度场。并结合反向蒙特卡洛方法建立求解飞行器表面复杂几何外形的红外辐射模型。通过数值模拟,比较了飞行器主要部件在水平和侧向上红外辐射强度所占的比重;并针对飞行器主要部件冷却对红外辐射强度的影响效果进行了研究。计算结果表明:在水平方向降低飞行器头部、垂尾、机翼部件表面温度10K能降低红外辐射强度大于8%;而在侧方向降低飞行器头部、垂尾、机翼部件表面温度10K能降低红外辐射强度小于8%。计算结果可为隐身设计提供参考。