航空发动机离心式喷嘴宏观喷雾特性

为探究航空发动机离心式喷嘴的喷雾宏观特性,通过将该喷嘴在高温高压定容弹中进行喷雾过程的实验,并结合阴影法与纹影法进行光学测量.首先以水作为射流工质,观察不同喷射压力下水进入大气环境中的雾化角变化,发现喷嘴结构对雾化角有着重要影响,最大雾化角与喷嘴出口的导流结构夹角相等.其次以正癸烷作为工质,通过不同环境压力和温度下的多...     

高负荷涡轮进口导向叶片叶型设计及验证

针对涡轮进口导向叶片进口马赫数低、前部负荷小的特点,采用前缘截断思路构建了高负荷涡轮叶型,并采用Pritchard 11参数法进行重构设计。采用数值计算和平面叶栅试验开展了研究和分析。结果表明:高负荷叶型吸力面前缘马赫数显著提升,增加了叶片前部负荷。喉部峰值马赫数基本不变,但位置前移,负荷分布均匀性提高。叶型的马赫数特性和攻角特性表明,高负荷叶型在不同攻角和马赫数下,均能获得较低的总压损失,其中在设计马赫数,叶型负荷提升1倍的情况下,总压损失系数降低259%。      

航空鼓形花键设计及其不对中接触特性

针对鼓形花键设计方法不完善、修形量范围无法确定的问题,提出利用花键齿面许用应力与内外花键配合干涉确定鼓形花键鼓形量的范围。以某航空发动机中央传动杆花键为例,开展鼓形花键设计;进而对比研究对中与不对中状态下普通花键和鼓形花键的接触特性。结果表明:对中状态下,普通花键接触应力集中于齿向加载端,而鼓形花键则集中于齿向中部且接触应力增大;不对中状态下,普通花键接触齿对数目显著减小且接触应力显著提高,而鼓形花键的均载性显著且接触应力降低;随着不对中的增大,普通花键因干涉而存在断齿风险,而鼓形花键仍能够啮合但脱开齿对数目增加,接触应力也急剧提高。所确定的鼓形花键修形量范围合理,能够将齿侧间隙、不对中补偿能力、与修形量定量耦合起来,为航空鼓形花键设计、不对中控制、承载能力与寿命提升提供了重要理论参考。      

中心分级燃烧室主燃级设计参数的试验研究

为研究中心分级燃烧室的主燃级设计,本文设计了多个主燃级方案,并在单头部燃烧室试验件上开展试验研究。试验结果表明：燃油飞行时间对燃烧效率影响最大,喷点个数和旋流数对燃烧效率也有一定的影响,级间距对燃烧效率的影响主要体现在小状态;级间距、喷点个数对NOx排放影响最大。在本次研究的试验方案中级间距变化对燃烧稳定性的表现有明显的影响。     

基于POD-BPNN的热启动策略及其在气动代理优化中的应用

传统气动优化设计需要大量CFD 分析,而代理优化（SBO）方法能够有效降低CFD 分析次数,但该方法并没有改变单个CFD 分析时间。提出一种基于本征正交分解-反向传播神经网络（POD-BPNN）模型的热启动策略,并应用于气动代理优化。使用POD-BPNN 模型对SBO 中的初始样本建立从几何设计变量到流场数据的预测模型...     

一种大尺寸复合材料筒状支架成型技术北大核心CSCD

主要从模具设计、铺层工艺优化、成型压力保证等方面阐述了一种大尺寸厚壁异型复合材料筒状支架的热压罐成型技术。实践表明:采用分块组合模具阴模成型,合理设计铺层时纤维的断开方式,固化时采用梯度循环加压,控制加压点温度、最大施加压力,可以有效地保证该异型厚壁支架各位置加压到位,成型产品表面光滑无褶皱,内部无超出标准的分层、疏松等缺陷,同时尺寸精度、含胶量也满足指标要求。     

刚性太阳电池阵基板的研究

文章简要地叙述碳纤维复合材料刚性太阳电池阵基板的结构设计,理论分析,模态试验和振动试验。理论分析和试验结果比较一致。通过试验还解决了基板各种复合材料的力学性能测试问题,取得了必要的数据。     

碳纤维复合材料基体改性/铜网组合雷击防护性能的研究

传统碳纤维复合材料（CFRP）树脂基体导电性差易遭受雷击损伤,本文使用石墨烯-镀镍碳纤维粉作为导电填料,对树脂基体进行电导率改性,并在表面铺设铜网,进行模拟雷电流冲击试验,检验基体改性/铜网组合雷击防护效果。试验结果表明,树脂基体改性后CFRP层压板在0°、90°纤维方向及厚度方向电导率分别为1.1571×10⁴、1.0871×10⁴、204.2 S/m,分别提高1.54倍、1.16倍、433.47倍。200 kA模拟雷电流A波冲击下,无防护试件雷击附着后明火燃烧,次生效应持续,而单一铜网防护和组合防护则能抑制次生效应;无防护表面最大损伤直径14.62 cm,此能量下铜网被击穿,单一铜网防护表面最大损伤直径19.05 cm,而组合防护表面最大损伤直径8.93 cm,下降53.12%;相比无防护试件,单一铜网和组合防护内部损伤面积分别下降66.2%和96.7%。单一铜网击穿后,树脂烧蚀后产生汽化反冲,增大损伤铜网脱落面积;组合防护铜网击穿后,改性树脂迅速导走电流,减小铜网脱落和内部烧蚀面积。     

战斗机电子战系统架构总体设计

战斗机电子战系统提供的态势感知、无源攻击引导、电子对抗和主动隐身等作战能力可以极大提升飞机的生存力和杀伤力。为满足电子战系统越来越高的新质作战能力要求、作战对象快速能力提升、贴近实战的作战样式和作战环境不断变化带来的新要求、适应不同战斗机平台及航电任务系统要求等需求,追求高质量和敏捷开发模式,电子战系统架构必须精心设计。采用系统工程方法,按照能力视图、作战视图、系统视图和技术视图对需求和技术进行了迭代研究,基于灵活数字处理算法支持不同战法、全域综合共用、以快应变和以柔制变等顶层设计思想,从全数字化处理、综合化、可扩展和开放式等多个视角论证了电子战系统架构设计需求,并给出了核心设计要点和方案。战斗机电子战系统架构在大量实践中得到验证,效果良好,能够满足作战使用需求,对下一代战斗机电子系统的研究具有借鉴意义。     

神经网络在直升机概念设计中的应用

运用人工神经网络算法得到了单旋翼布局直升机的总体参数和部件重量估算方法,为直升机方案论证初期提供了一个快速有效的决策手段.对神经网络应用了多种训练算法,并与传统回归公式进行比较,可以发现采用BR训练算法的神经网络具有比传统回归方法更好的非线性表达能力,同时又表现出比LM,SCG等常规训练算法更好的范化能力,对训练样本和检验样本都有较高的估算精度,适用于型号设计初期的参数估算.