民机客舱下部吸能结构分析与试验相关性研究

以民机典型机身段客舱下部结构为研究对象,建立了结构坠撞有限元模型,利用LS-Dyna软件进行了结构能量吸收特性分析。基于吸能结构思想,以降低传递到客舱地板的加速度载荷为设计目标,提出了一种民用飞机客舱地板下部结构吸能设计方法。设计制造了全尺寸的吸能结构试件,并进行了垂直坠撞试验。为评估坠撞分析与试验的相关性,提出了一种基于能量的能量吸收特性评估方法。首先对预试验分析结果与试验结果进行了相关性分析,根据相关性分析结果对分析模型进行了修正。修正后坠撞分析结果与试验结果的相关性表明,乘员质心处的平均加速度响应峰值误差为16.44%,最大平均反弹速度误差为10.53%,修正后模型的总体刚度与实际结构一致,分析获得的结构总体变形模式与试验结果基本一致。但能量吸收时间和加速度峰值出现的时间与试验结果相比误差较大,表明结构连接失效等结构建模细节对计算结果有显著的影响。     

微动工作台的研制及特性研究

介绍了一种根据仿生学原理设计而成的由电致伸缩微位移器为驱动元件的大范围高精度的微动工作台,该工作台采用电致伸缩微位移器直接驱动的柔性铰链机构,使其既可以在小范围内实现高精度的微动,又可以实现大范围的宏动。同时还对工作台的特性进行了测试实验和分析。     

美国加速任务试车技术在军用航空发动机上的应用

加速任务试车(AMT)是目前国外研究军用航空发动机耐久性的标准试验,是发动机寿命管理的重要方法。本文以美国F404-GE-402发动机、F110-GE-100发动机为例,介绍了AMT技术在发动机设计验证、部件改进、寿命管理、维修计划等方面的具体做法,对有效提高我国发动机型号研制的风险管理与控制能力和实现发动机的高可靠性具有重要的研究与借鉴价值。     

一种基于TCBR与RBR融合推理的试飞支持信息系统

深入研究了基于文本案例的推理(TCBR)、基于规则的推理(RBR)及两者融合的人工智能技术,并首创性地运用于先进战机的试飞支持信息系统,由此构建了先进战机智能化试飞支持信息系统的整体框架。建立了其案例库、规则库和知识库的结构。采用Tomcat7、IK Analyzer、GWT、MySQL等运用软件进行开发。实现了理解问答、智能搜索和案例推理等功能,对于试飞工程师还增加了数据库维护及试飞文档编写助手等功能。运行结果表明:系统整体构架设计合理实用;特别是TCBR和RBR的融合运用使系统体现了接近人类思维特点的智能化特征。     

国外航空发动机空气动力学研究概况

在航空发动机研制过程中,会遇到一系列空气动力学问题,尤其是压气机、燃烧室、涡轮等重要部件的研究,需掌握复杂的空气动力学流动机理与物理现象。对此,国外进行了大量研究。本文综述了国外主要航空大国在航空发动机空气动力学研究方面的基本情况,主要包括研究机构设置、主要研究工作及重要研究设备。最后,结合国内的研究现状,为我国开展航空发动机空气动力学研究提出几点建议。     

涡轴发动机高空台模拟偏差影响的性能修正方法

针对涡轴发动机高空台试验因模拟偏差带来的性能差异问题,通过某涡轴发动机数值仿真计算和试验研究,提出了用相似换算和小偏差分析相结合的试验性能修正方法.研究结果表明:发动机输出功率和耗油率的差异从只采用相似换算时的3.0%左右下降到1.0%左右,模拟偏差对性能的影响采用此修正方法是合理可行的.      

弹舱对飞翼布局飞机气动特性影响及其控制

以高速风洞气动力测量为研究手段,开展了弹舱开启对飞翼布局飞机气动特性影响及其流动控制试验研究。试验结果表明,对于飞翼布局飞机,弹舱开启主要影响飞机阻力特性,巡航状态下,弹舱开启后使得全机阻力增加60%～110%,Ma=0.8时全机升阻比降低34%。通过在弹舱前缘安装扰流片,对弹舱腔口剪切层施加流动控制,巡航状态下弹舱开启附加阻力最多降低20%,Ma=0.8时全机升阻比提高12.6%。     

平流层飞艇大迎角气动特性分析

为了获得大迎角下的平流层飞艇的气动特性,基于N-S方程及k-ωSST湍流模型,对某平流层飞艇的大迎角气动特性进行数值模拟分析.结果表明：平流层飞艇的大迎角失速特性及力矩特性与飞机具有较大的区别,飞艇的失速迎角较大（45°左右）;俯仰力矩特性在失速前呈现完全不同的两种趋势,小迎角范围内其静不稳定,迎角增加到一定程度后变为静稳定且维持该状态直至失速.研究结果对平流层飞艇的大迎角操稳设计、飞控设计具有重要的参考意义.     

多喷流干扰级间热环境风洞试验研究

运载火箭级间热分离过程中,级间段受高温高压喷流的影响,所处环境恶劣,研究级间热环境中压力、温度和热流分布规律对级间段结构的优化具有重要意义。在Ф1m高超声速风洞中,采用以微型固体火箭燃气为喷流介质的热喷流模拟技术,模拟了运载火箭二级主发动机和四个游动发动机同时工作多喷流干扰条件下的级间热环境,并对级间压力、温度和热流测量试验技术进行了研究,获得了不同级间距、不同排燃窗开口数量情况下的二级底封头和一级前封头表面的热流、温度及压力分布特性。试验结果表明,级间距越小,分离环境越恶劣,压力、温度、热流分布越不均匀;总排燃面积保持不变,排燃窗开口数量变化,对一级前封头上的压力、温度、热流影响不大,但对二级底封头影响较为明显,随着开口数量的减少,二级底封头上压力、温度、热流值均有所增大。本项试验采用同轴热电偶测量了级问区域的热流,热流结果精准度的提高以及热流模拟准则还需进一步探索和研究。     

脉冲风洞热喷流实验方法初步研究

发动机燃气喷流对高超声速飞行器后体气动热环境有显著的影响,燃气喷流的物理模型对预测飞行器局部热环境有显著影响,为了利用脉冲风洞研究这类影响规律,研制了一套瞬态热喷流供气系统,建立了瞬态热喷流供气系统的工作方法。该系统的核心技术是利用氢氧燃烧驱动路德维希管（Ludwiegtube）,提供瞬态热喷流气源。本研究包括以下内容：不同氢氧比例对燃烧产物热力学状态及产生方式的影响;不同点火、破膜方式对气源产生及喷流流场稳定性的影响。本研究提出的热喷流供气系统可以提供满足缩比模型喷流实验所需喷流状态的热气源;可以在50ms内起动工作,满足与脉冲风洞同步工作的要求。