涡轮冷却器动态特性研究

从飞机空调的温度控制系统设计的需要出发，首先用理论推导的方法求得涡轮冷却器的动态数学模型的结构形式，然后提出不用理论推导的方法求得涡轮冷却器动态数学模型的模型参数，而用辨识实验的方法求得涡轮冷却器的动态数学模型的模型参数。还推导了辨识的计算公式，论述了辨识实验的方法、步骤和结果。最后提出了涡轮冷却器动态特性的计算方法，并且以欧拉法为例论述了涡轮冷却器动态特性计算的具体公式和步骤。     

串列叶栅尾迹特性的实验研究

对串列叶栅的尾迹特性进行了实验研究。研究表明：串列叶栅尾迹平均速度和单列一样满足相似律。串列叶栅的尾迹平均速度和紊流脉动速度沿额线方向比单列叶栅变化平缓。对于串列叶栅在叶栅下游相对距离Ｘ／ＣＴ＞０．７时，尾迹纵向紊流度基本不随距离Ｘ／ＣＴ变化。     

“火星探路者”舱伞系统动力学特性仿真研究

目前,国内尚未对“火星探路者”减速下降过程中由“降落伞 后锥体 着陆器”组成的舱伞三体系统的动力学特性进行过相关研究。为了全面掌握“火星探路者”减速下降过程中舱伞系统的动力学特性,采用多体动力学的方法,建立了包括降落伞拉直、充气、全张满、抛防热大底,以及着陆器与后锥体分离等过程的全过程动力学模型,并利用模型仿真研究了“火星探路者”舱伞系统的动力学特性。研究结果表明,火星探测器舱伞系统的速度和姿态稳定所需的时间比地球环境下长、高度损失更大,进入舱纵轴需要较长的时间才能趋于垂直,系统摆角的摆动幅度较大。这些是火星探测器降落伞系统进行开伞点设计和时序设计时需要特别注意的问题,其结论可为中国开展火星探测器降落伞减速系统的设计提供重要参考。     

液压减震器动力特性的影响因素研究

介绍了摩托车液压减震器的结构及原理,建立了其动力特性的理论模型。通过数字仿真计算研究了液压油的容性、感性等对减震器动力特性的影响情况,得出了两者影响刚好相反的结论,并与实际测量结果对比,验证了模型的正确性。这对减震器性能优化及结构改进具有指导价值,为建立基于几何尺寸参数的减震器动力特性模型奠定了基础。     

进口速度分布对短突扩压器性能的影响

在任意曲线坐标系下,对环型燃烧室的三维流场进行了数值计算,研究了四种不同的进口速度分布对扩压器性能的影响。计算结果表明,进口速度大小和方向都对扩压器性能有重要影响,进口速度分布均匀以及方向贴近扩压器壁面,有利于提高扩压器的性能。计算中采用标准ｋ－ε双方程紊流模型,采用控制容积法进行离散,在非交错网格体系下用ＳＩＭＰＬＥ法求解     

双舌型挡板VGT蜗壳速度场的试验研究

使用IFA30 0热膜风速仪 ,通过选择合适的低通滤波器、合适的采样频率和采样时间 ,用X形探针测量了其无叶喷嘴出口速度的分布以及蜗壳流道的速度场。结果表明 :在两挡板全关时 ,喷嘴出口速度分布较均匀 ;随两挡板开度变化 ,喷嘴出口速度分布变化较大 ;而且沿蜗壳周向其径向速度分布较均匀 ,切向速度分布变化较大 ;沿蜗壳轴向 ,两者变化均较大。当两挡板开度变化时 ,蜗壳流道截面上通流速度的分布不同于自由涡流规律 ,二次流速度分量分布形态类似。     

基于数字虚拟飞行的民机侧风着陆地面航向操稳特性评估

基于民机的适航要求,建立了一种基于数字虚拟飞行的侧风着陆地面航向操稳特性评估方法。以着陆滑跑过程中最大机体倾斜角和最大航迹偏移量作为评估的关键参数,依据人机闭环数字飞行仿真计算结果,评估了某大型水陆两栖飞机侧风着陆任务的地面航向操稳特性适航符合性。对于20 kts侧风分量,算例飞机着陆滑跑的机身最大机体倾斜角为3.44°,最大侧向航迹偏差为2.51 m,能够满足适航要求。进一步研究表明,侧风分量大小、道面污染情况均影响侧风着陆的安全性。在干道面上当侧风分量超过30 kts时即会出现地面打转现象;道面污染增加滑跑减速所消耗的跑道长度,同时不利于驾驶员对滑行航向的控制。所提评估方法可应用于民机的概念和方案设计阶段,并为后续开展飞行试验验证等提供理论参考。