FL-13风洞突风发生装置研究

为在 FL-13风洞中开展飞机全模突风响应试验研究,建立研究所需的突风发生装置,进行了突风发生装置的研究。研究中,从大飞机突风试验需求出发,确定了装置的技术指标,通过数值模拟计算,固化了装置技术指标;通过引导性试验和总体方案对比,选定了单电机驱动双飞轮及曲柄连杆方案;通过动力学分析、结构设计与有限元分析、模态分析和疲劳分析,解决了装置共振、刚度增加困难和安装空间受限等问题;通过装置调试与突风流场考核结果表明,研制的 FL-13风洞突风响应试验装置实现了在来流40 m／s 的风速范围内按正弦规律变化产生突风,模型中心处最大突风振幅达到9 m／s。突风流场的成功模拟,标志着 FL-13风洞具备了开展大展弦比飞机突风响应影响试验研究的能力。     

整体叶盘结构强度减振一体化设计方法

基于软件ANSYS,建立了整体叶盘参数化模型.结合轮盘强度设计应力标准,借助ANSYS优化模块,获得了满足强度要求的最轻整体叶盘模型.分析了整体叶盘的振动特性,研究了轮盘和叶型参数调整对整体叶盘固有频率的影响.在此基础上,研究了通过改变缘板厚度、罩量及叶型厚度等参数使整体叶盘避开低阶激振的结构设计方法.研究结果表明:对于鼓筒约束的整体叶盘,轮盘参数调整可提高整体叶盘低阶耦合振动频率与4E激振频率在最大转速的裕度为2.2%,而叶型参数调整对此裕度的影响可达8%.最终获得的整体叶盘模型在1阶振动避开5E以下激振,并与4E激振频率在最大转速的裕度达10.8%的基础上达到质量最轻,因避频质量增加4.77%,说明整体叶盘结构强度减振一体化设计方法是可行的.      

应用于低污染燃烧的1种燃油分配技术研究

针对民用航空发动机低污染排放要求日益严格的现状及低污染燃烧技术发展的需要,研究了1种应用于低污染燃烧领域的燃油分配技术.阐述了该燃油分配系统的结构,包括燃油系统和燃油分配器的结构及控制回路的结构和原理;利用AMESim软件对该系统进行了数值建模仿真,通过分析燃油分配器分级活门打开与关闭2种情况下燃烧室预燃区和主燃区燃油分配量与燃油分配器分配活门开度的关系,得出了燃烧室预燃区和主燃区燃油的分配关系曲线;根据仿真分析结果,从发动机控制回路出发,引出了燃油分配的控制逻辑.研究结果表明：该燃油分配系统能够对进入发动机燃烧室预燃区和主燃区的燃油进行精确的分配控制,满足低污染燃烧技术对燃油分配的要求.     

基于适航的初始维修检查时限确定方法研究

从航空发动机适航规章CCAR33．90初始维修检查出发,给出了安全型部件和经济型部件的初始维修检查时限确定方法。     

FD09风洞旋转天平试验系统研制

为了分析和预测飞机的尾旋特性,一般通过旋转天平风洞试验测定飞机模型在不同姿态角时绕风轴以不同旋转速率作等速旋转状态下的气动特性。针对上述情况,研制FD09低速风洞旋转天平试验系统,介绍该旋转天平试验系统的设计特点、性能指标,并进行SDM标模和战斗机模型对比验证。结果表明:本试验系统工作稳定可靠,试验结果与参考曲线有较好的重复性,并且本试验系统试验曲线的光滑性要更好一些,同时本试验系统给出的试验数据精度较高,可以用于开展型号试验及相关空气动力学研究。     

低亚声速和跨声速矩形柱绕流的大涡模拟研究

采用基于非结构网格的有限体/有限元混合格式和大涡模拟的方法求解可压缩Navier-Stokes方程,研究了不同长宽比矩形柱低亚声速和跨声速绕流的流动特性。在雷诺数为22000时,对来流马赫数等于0.1和0.75,截面长宽比分别为1∶1、2∶1、3∶1和4∶1的矩形柱绕流进行了大涡模拟,以研究长宽比和压缩性对矩形柱绕流流场的影响。马赫数为0.1时,Strouhal数随着长宽比的增大先降低再增大然后再降低;长宽比为3∶1和4∶1时会有流动的再附产生;柱体上表面的三维特性在长宽比大时更明显。马赫数为0.75时,Strouhal数随着长宽比的增大逐渐减小;湍流脉动和涡脱落受到抑制;方柱的近尾迹区域,有两种形成机制不同的局部超声速区。     

基于蒙特卡罗方法的飞机成本参数法估算研究

研发早期的成本估算是项目立项和设计决策的基础,参数法可以用最少量的信息估算成本,而蒙特卡罗方法可以进行成本数据的不确定性分析,以明确成本风险。本文研究了参数法和蒙特卡罗方法在飞机成本估算中的应用。     

湍流转捩工程预报方法研究进展综述

湍流转捩现象对边界层流动的阻力和热交换特性具有严重影响。准确地预测转捩对工程设计意义重大。近年来发展迅速的转捩模型是一种非常适合工程计算的转捩预报方法。本文将转捩模型分成了4个类型,并对每种转捩模型的发展过程加以阐述。在分析和讨论的基础上,总结了目前转捩模型的发展水平,同时也指出尚存的不足之处,为将来构建新的转捩模型以及相关的转捩研究提供建议。     

脉冲型逻辑切换飞行系统的制导控制律设计

探讨了气动舵面和侧向喷流复合控制模式下拦截弹飞行系统的制导与控制.由于高空气动力不足,同传统的只装配气动舵面的拦截弹相比,为改进对于机动目标的拦截精度,将侧向喷流装置引入以增加导弹的机动能力.使用脉冲型混杂切换系统对侧向喷流导弹动力学进行描述;滑模制导律和决定侧向喷流装置开启策略的逻辑切换律被提出用于产生期望制导指令.仿真和比较证实:滑模制导律和逻辑切换律对目标机动敏感,末端脱靶量很小(<0.1 m),拦截弹动能碰撞杀伤目标.      

基于地标信息的星敏感器低频误差标定方法

针对星敏感器及其安装结构热变形等因素引起的星敏感器低频误差(LFE)影响卫星姿态确定精度的问题,提出了根据有效载荷提供的地标信息,采用最小二乘算法标定星敏感器低频误差的方法.考虑到卫星姿态确定系统是为有效载荷服务的,为了使卫星姿态确定系统输出的姿态信息与有效载荷相一致,从而准确反映有效载荷的指向变化情况,星敏感器低频误差的标定以有效载荷提供的地标信息为观测量进行.仿真结果表明,所提方法能够有效减弱星敏感器低频误差对卫星姿态确定精度的影响,从而提高卫星姿态确定精度.