等离子体对翼型流动分离控制历程的PIV试验研究

采用粒子图像测速（Particle Image Velocimetry,PIV）技术,研究了介质阻挡放电等离子体激励对NA—CA0015翼型表面流动分离的控制特性及控制效果随时间历程的变化规律。结果表明,激励电压存在一个阈值,当电压小于阈值时,控制无效或效果不明显;当电压接近阈值时,控制表现出不稳定性并最终趋于稳定;当电压大于阈值时,控制效果稳定且显著,气流能够很好地重附在翼型表面。     

航天器电子产品绝缘材料特性测试及应用

航天器电子产品中使用绝缘材料对于提高产品质量、缩小产品体积、降低产品成本、提高产品的可靠性和安全性都起着显著的作用.本文是对航天器中电子产品绝缘材料特性、绝缘材料性能测试以及绝缘材料应用等进行总结,目的是对机箱内薄弱环节进行绝缘处理,提高航天器电子产品的可靠性.     

固液火箭发动机工作过程三维数值仿真

根据固体燃料壁面与气相间的流固耦合得出了固体燃料燃速模型,对采用星形装药的H₂O₂/HTPB(hydroxyl-terminated polybutadiene)固液火箭发动机进行了燃烧流动三维数值仿真,得到了流场参数的分布及不同位置的固体燃料燃速,与二维轴对称仿真结果进行了对比.计算结果表明:装药截面的火焰层形状与装药星孔型面形状相似,但火焰层厚度与位置在星根与星角处存在差异;随着轴向位置的增加,氧化剂不断消耗,火焰层向通道中心移动;固体燃料燃速与氧化剂流率及不同装药位置有关,其大小随氧化剂流率的增加而增加,星根处燃速比星角处大;在相同氧化剂流率下,三维星形装药比二维轴对称装药的平均固体燃料燃速大.      

T型尾翼颤振模型光学测量实验与弯扭特性解算

在FL-26跨声速风洞半模试验段进行了某高速飞机T型尾翼颤振模型的光学测量实验,并依据测量结果解算了尾翼颤振模型的弯扭特性。颤振模型表面用白色圆点进行标记,用于记录模型表面的位移变化,两台固定在风洞试验段上壁板观察孔旁肋板上的400万像素工业相机用来采集图像,采集到的图像通过自主开发的图像解算软件进行图像的识别与求解,计算出尾翼颤振模型表面标记点的三维坐标。模型表面标记点的三维坐标通过坐标变化转换到风洞气流坐标系中,利用不同时刻模型表面坐标的变化计算模型剖面扭角和弹性轴位移的分布。T型尾翼右平尾图像采集实验与弯扭特性计算结果表明,非接触光学测量技术可以用于高速颤振试验的定量分析中。     

大飞机布局模型跨声速风洞实验尾支撑干扰研究

对某大飞机布局风洞实验尾支撑干扰开展了数值模拟和实验研究,发展的数值方法计算结果与风洞实验结果有很好的一致性。对于类似构型的飞机,在迎角-2°～6°范围,可认为尾支撑干扰量随迎角呈线性变化,采用前位叶片支撑作为辅助支撑带来的二次干扰量可以忽略,新型双天平辅助支撑系统试验进一步验证了这一结果;尾支撑对机身、尾翼、机翼等部件的绕流都有影响,干扰量随构型而变,对阻力、力矩影响较大,且随Ma数变化,因此不同构型实验数据需要单独修正。所发展的带风洞支撑系统的数值模拟软件能够满足工程应用要求,可用于支撑干扰修正研究以及风洞实验支撑系统优化设计。     

超声速PIV示踪粒子布撒技术研究

介绍了上海交通大学高超声速创新技术研究实验室为发展超声速PIV流场测试系统而开发的示踪粒子布撒技术。研究中设计了一套超声速风洞PIV示踪粒子布撒装置,提出了利用发生器罐体内的真空度吸入示踪粒子的加注方式,选定了测试流程时序并得到了较好的粒子布撒效果。通过比较不同的发生器罐注入压力对粒子布撒浓度的影响,得到了效果良好的测试方案。     

四参数疲劳定寿方法

对直升机传动系统采用的一种疲劳定寿方法——四参数法进行了研究:首先介绍了四参数应力-循环(S-N)曲线,然后详细介绍了通过材料平均 S-N 曲线获取构件安全 S-N 曲线的步骤以及直升机传动系统四参数疲劳定寿的程序和方法,研究了定寿流程中的各个技术细节.同时介绍了传动系统机匣疲劳试验中的多路协调加载技术以及某传动系统尾减机匣(TGB)的全尺寸疲劳试验情况.最后采用四参数疲劳定寿方法,根据某传动系统尾减机匣全尺寸疲劳试验结果和飞行实测载荷谱,对尾减机匣进行了安全寿命评估.该实例分析表明:四参数疲劳定寿方法为一种有效、可靠的寿命评估方法,具有推广价值.      

民用飞机鸟撞研究现状

 鸟撞事故是近年来对民用航空威胁较大的事故之一,民用飞机鸟撞研究已经渐渐成为各国学者研究的新热点.本文详细介绍了民用飞机鸟撞研究的现状.总结了近年来鸟撞事故所造成的损失,列举了一些航空大国的航空管理部门针对鸟撞作出的适航管理规定.对于鸟撞问题的研究,从鸟撞过程的理论分析研究、数值模拟研究和试验研究3个方面进行了综述.对于近些年国内外的飞机抗鸟撞设计,主要包括新材料的运用以及新的结构形式的运用,进行了详细介绍.最后,对未来民用飞机抗鸟撞研究的发展作了展望.     

基于直升机/涡轴发动机综合仿真平台的发动机非线性模型预测控制

 基于具有可靠置信度的直升机/涡轴发动机综合仿真平台,研究了涡轴发动机带约束优化的非线性模型预测控制(NMPC)技术。首先通过设计多输出迭代约简最小二乘支持向量回归机(RRLSSVR),训练具有较好实时性、精度及泛化能力的内嵌式预测模型,在高度0~5 km、前飞速度0~75 m/s范围内模型精度达5‰。其次,考虑了扭矩、燃油流量、动力涡轮转速、燃气涡轮转速等综合信息及相关约束对控制效果的影响,利用在线序列二次规划(SQP)算法实现滚动优化控制,而后加入目标转速偏差的积分项以消除静差,保证输出恒定。最后,通过对直升机进行机动飞行大扰动仿真验证了该预测控制器对扰动的抑制能力,相比传统串级PID控制,能够显著降低动力涡轮转速下垂/超调量,达到更好的控制品质。     

阻尼不相似动力学模型的时域响应修正方法

 动力学相似的缩比模型试验中,阻尼往往难以保证相似,使得缩比模型的动响应测试数据难以直接换算到结构原型上,因此提出一种阻尼不相似动力学模型的时域响应修正方法来解决这一问题。该修正方法假定缩比模型的阻尼可用比例阻尼模型近似表征,并直接从实际缩比模型与理想缩比模型的一般强迫振动响应计算方程出发,利用线性系统的叠加原理和模态叠加法,将动响应修正量的求解转换为理想模型在一个等效附加激励力作用下的时域响应求解。同时,针对实际工程中响应测点数目有限的问题,利用模态缩聚法进行了未测量点的响应反演。该修正方法仅需已知结构原型和实际缩比模型的模态阻尼比,以及准确建立的实际缩比模型的质量矩阵和刚度矩阵,即可实现实际缩比模型在任意激励工况下的测试动响应修正。以某型飞机的翼梁缩比模型为研究对象,对所提出的响应修正方法进行了验证。试验和计算结果对比分析表明,修正后的响应功率谱密度(PSD)和响应的均方根(RMS)值与理想模型基本一致,表明了本文方法的可行性和有效性。