航空发动机推力测量台架动架支撑方式研究

为提高发动机推力测量精度,从推力测量台架设计和推力测量系统校准角度出发,首先介绍了影响航空发动机推力测量精度的主要因素及推力测量台架;然后分析了不同动架支撑方式对台架刚度系数的影响,及发动机推力、动架支撑方式和台架刚度系数三者之间的内在联系,阐明了不同校准方式对动架支撑方式的决定性影响;最后总结了推力测量台架设计应遵守的优选原则。     

微通道直角突缩弯道气体流阻特性

采用有限体积方法,研究了矩形截面微通道直角突缩弯道局部流场及压力损失机理,重点考虑了雷诺数和弯道进出口截面面积比对局部流场及压力损失的影响,雷诺数范围为1~200,特征尺寸为500 μm.研究表明,低雷诺数时压力损失主要由壁面摩擦产生,弯道压力损失系数与具有相同中心线长度的直通道的压力损失系数变化趋势相同,但在数值上较小,突缩弯道会引起弯道内速度型发生变化,影响弯道压力损失;而高雷诺数时,压力损失主要由弯道内角位置的速度分离及漩涡产生,突缩弯道会抑制速度分离及漩涡产生,进而降低弯道压力损失.根据计算结果,拟合了弯道压力损失系数与雷诺数及进出口截面面积比的关系式.     

类X-20高超声速飞行器反馈线性化控制研究

通过对类X-20高超声速飞行器的气动系数与高度、马赫数、攻角、侧滑角和舵偏角的关系进行分析,对各项气动系数进行了简化和拟合,并将舵偏增量视作控制输入,在此基础上建立了类X-20飞行器仿射非线性形式的控制模型,证明了它是可以输入输出精确线性化的,从而可以设计反馈线性化控制器.最后在存在大气密度、气动力矩系数和转动惯量不确定性情形下,针对原动力学模型进行闭环仿真研究,原动力学模型考虑地球旋转,气动数据直接从类X-20飞行器的气动数据表插值得到.仿真结果表明,所设计的控制律可以实现控制目标,具有较强鲁棒性.     

释放SF6气体扰动电离层时的人工气辉研究

在电离层高度释放SF₆气体能够显著扰动电离层.根据SF₆分子在电离层中的扩散方程,同时考虑其在电离层中主要的离子化学反应,研究了SF₆气体释放后电离层各粒子浓度的时空变化,计算了产生人工气辉的体发射系数和发射强度.结果表明,SF₆气体在电离层高度释放后,电子和O⁺的密度均有大幅度下降,主要的负离子成分由电子转变成SF₅^-;在释放过程中,主要产生777.4 nm和135.6 nm两种气辉,且前者的气辉强度远小于后者;电离层温度对气辉的强度有很大的影响.本文的数值计算与美国IMS/SF₆实验观测数据进行比较,结果近似,且通过数据比较还能准确推断出实验时当地的电离层温度.     

操纵面加装Gurney襟翼对无人机纵向气动特性的影响

通过风洞测力实验研究了矩形Gurney襟翼对多操纵面飞翼布局无人机纵向气动特性的影响.升降副翼和襟副翼加装Gurney襟翼都会增加全机升力系数以及低头力矩系数.通过比较发现,升降副翼加装Gurney襟翼的增升效果好于襟副翼,外侧操纵面控制效果好于内侧.升降副翼和襟副翼分别组合加装Gurney襟翼会进一步提高增升效果,并且升力系数随着Gurney襟翼高度的增加而增加.鸭翼上加装Gurney襟翼可以减小全机低头力矩系数,因此鸭翼和升降副翼、襟副翼组合加装Gurney襟翼在线性段提高全机升力系数的同时,可以保持低头力矩系数增量基本为0,该特性对改善飞行器性能尤为有利.     

机组工作负荷评价新方法及其应用

评估机组工作负荷是适航审核的重要指标之一,FAA(Federal Aviation Administration)适航标准CFR-25.1523和中国适航标准CCAR-25.1523中都对机组工作负荷的审核提出了要求.研究了适航标准、波音737和空客320机组操作手册及其他相关文献,通过与飞行员面谈建立评价体系基本框架.应用德尔菲法进行咨询确定评价体系指标,应用序关系分析法进行指标权重系数调查,最终建立机组工作负荷综合评价体系.基于所建立的评价体系,应用模糊综合评价法对B737和A320机组工作负荷进行了综合评价,评价结果表明:研究所建立的民机机组工作负荷评价体系合理,具有实用性.所获得的机组工作负荷评估体系及评价结果可为C919等同类机型的机组工作负荷设计提供参考.     

旋转状态下气膜冷却特性的数值研究

 通过对带有气膜孔倾斜角度为30°,60°和90°圆柱形交错孔排的涡轮叶片模型进行数值模拟,得到了不同平均吹风比、雷诺数和旋转数情况下前缘面侧与后缘面侧的气膜冷却流动与换热特性及各气膜孔流量系数的分配规律。结果表明,冷气受到离心力与哥氏力的共同作用在前缘面侧向高半径处发生偏转,导致壁面冷却效率降低;雷诺数的增大会降低壁面上的气膜冷却效率,高吹风比则不利于紧贴气膜孔下游区域的冷却;各气膜孔的流量系数随着平均吹风比的增大而增大,随旋转数的提高而减小;受哥氏力作用的影响,相同工况下后缘面侧各气膜孔的流量系数明显高于前缘面侧对应气膜孔的值。     

某型发动机换算推力的温度修正

实践表明,大气湿度的变化对发动机性能及其工作特性有一定的影响,这种影响在夏天地面台架试车时更为明显.大气湿度对发动机换算推力影响的物理本质是,随着湿度的变化,进入发动机的空气的热物理性质也发生了变化.本文在分析这种影响的基础上利用相似原理推导了该型发动机换算推力的大气湿度修正系数,并结合该型发动机的设计参数,利用变比热的热力循环计算方法得到了不同温度和湿度下换算推力的大气湿度修正系数.     

基于自适应伪谱法的高超声速飞行器再入轨迹优化

针对高超声速飞行器再入轨迹优化问题,建立考虑地球自转的三自由度再入运动方程,以美国通用空天飞行器为对象建立再入约束模型。采用Legendre-Gauss-Radau配点对3种典型优化问题:最大纵程、最大横程及最小航迹角变化率问题进行离散,将连续时间最优控制问题转化为非线性规划问题。基于Legendre多项式近似理论,引入衰减系数构建相对误差估计关系式,并以此提出一种有效的自适应网格重构策略。最终获得了3种典型再入轨迹优化问题的最优解。仿真结果表明,该算法的求解结果与变步长Runge-Kutta-Fehlberg法积分一致。相比传统自适应伪谱法,其配点和区间分配更合理,迭代次数少,求解速度高,且对人工参数不敏感。      

空心阴极热特性优化研究

空心阴极常用于霍尔或离子电推进系统的电子源,其热特性对自身工作寿命和能效有重要影响。为考察工作过程中阴极的温度分布和热耗散特性,对空心阴极进行数值分析。采用等离子体流场计算数据与温度场计算数据互为输入条件,进行反复迭代的方式,计算稳态下阴极内部的温度场。为验证模型与计算代码的正确性,在真空舱内开展阴极的放电试验,利用热电偶与光学温度计对阴极5个测点进行测温,并将试验结果与计算结果进行比对。结果表明,计算的最大误差在5%以内。在此基础上,考察了不同结构、材料空心阴极内部的温度分布以及热耗散情况。当阴极整体长度由小变大时,阴极整体热耗散功率会先减小后增大,而采用发射率较高的外壳材料会提高阴极整体热耗散且降低整体温度。