模化比对直升机用红外抑制器红外辐射特性的影响

对波瓣喷管一弯曲混合管构成的直升机用红外抑制器壁面和尾焰的红外辐射特性进行了一系列的数值研究,旨在将三维流场数值计算、壁温计算与红外辐射计算结合起来综合分析抑制器红外辐射特性,与相关实验数据的对比验证表明计算结果与实验结果仅相差15%左右,且红外辐射强度空问分布规律一致;通过对不同缩比模型的数值计算,揭示了模化比对壁面及尾焰的红外辐射特性的影响规律:(1)几何相似的红外抑制器在主流入口速度、温度相同时,壁面红外辐射强度与几何模化比的2次方成正比;(2)尾焰红外辐射强度与几何模化比的2.32次方成正比.      

基于弹载捷联惯性导航系统精确导航的双欧拉全姿态方法

垂直发射的地空导弹在大机动飞行时,其四元数法姿态角输出存在奇异性。为解决该问题,提出了正、反欧拉角微分方程切换的双欧拉全姿态解算方法。对正、反欧拉角微分方程进行了详细推导,论述了正、反欧拉角微分方程精华区与奇异区的倒置关系。在此基础上,建立了正、反欧拉角的转换公式。根据正欧拉角的俯仰角对正、反欧拉角无缝切换,有效解决了俯仰角在±90°附近时姿态奇异性问题。仿真和半物理试验的结果表明:双欧拉全姿态算法解算的实际姿态与理论姿态保持一致,在奇异点附近的姿态角仍能正常输出,未出现突变现象,该方法得出的导航精度比四元数法得出的导航精度提高了9.81%。     

基于壁面压力分布的二元高超声速弯曲激波压缩进气道反设计与优化方法

为进一步提高高超声速进气道的性能,发展了通过指定压力分布规律来反设计整个二元进气道的方法,实现了气动参数可控的进气道内外压缩一体化设计,建立了基于Isight软件的进气道自动化设计分析和优化平台。初步的研究表明,使用此设计方法,能够得到综合性能优秀的进气道设计方案,该方案在来流马赫数6下喉道总压恢复系数为0.68,在来流马赫数4时流量系数达0.77。      

翼身融合背撑发动机反推绕流流场数值研究

基于RANS（Reynolds averaged Navier-Stokes）方法,采用SST（shear stress transport）湍流模型和进排气边界条件,对翼身融合背撑发动机反推绕流流场进行了数值模拟,探究得到反推气流动力影响下机体气动载荷的变化规律,并评估了不同发动机功率下反推的增阻效果,以及对进气道流场畸变特性进行了初步的分析。结果表明:反推气流会显著影响机体气动载荷的分布状况,发动机前方的机体表面压力逐渐增大,经过反推出流带后,表面压力急剧减小,沿展向其影响逐渐减弱;在一定范围内,反推气流的轴向折流角越大,对气动载荷分布的影响越剧烈,增阻效果也越好;轴向折流角和来流马赫数的变化会影响进气道流场畸变特性。      

双级轴向旋流器气量分配对流场特性影响的数值模拟与试验验证

为了探究双级轴向旋流器气量分配对流场特性的影响,对相同进口条件下不同旋流器流场特性进行数值模拟,并结合流量特性试验和粒子图像测速仪流场试验进行验证。结果表明:当第1、2级旋流器气量比由0.32增大到1.48时,旋流器下游轴向、径向速度降低,气流扩张角、回流区宽度以及回流率均减小;不同气量分配的第1、2级旋流在文氏管出口与套筒出口之间剧烈掺混,经过套筒出口后,旋流数均小于0.4;在相同的结构形式下,不同气量分配的双级旋流器通过改变第1、2级旋流器在文氏管出口处的旋流数,进而改变了第1、2级旋流相互掺混的强度,并最终影响了下游流场。     

二元弯曲压缩进气道变攻角起动试验

开展了内外压缩型面可控的弯曲压缩进气道反设计方法研究,并针对设计的二元弯曲压缩进气道进行了不同马赫数下变攻角起动数值仿真及试验研究,获得了进气道起动攻角迟滞环,仿真与试验得到的不起动/自起动攻角、出口流场以及压力分布吻合良好,同时试验结果也表明设计的弯曲压缩进气道具有较高的综合气动特性,设计点Ma=4、α=3°抗反压能力70倍来流压力以上,总压恢复系数在0.5以上。     

模糊等价关系下滚动轴承振动性能变异分析

在小样本且概率分布未知条件下,提出模糊等价关系和自助最大熵模型,并通过变异概率分析滚动轴承振动性能变异过程。对滚动轴承振动加速度原始数据分组得到样本,选定本征样本,计算各样本间的模糊等价系数;运用自助最大熵模型建立各样本的概率密度函数,通过交集法得到各样本相对于本征样本的变异概率,建立模糊等价系数和变异概率的关系曲线以实现对变异过程的监控;通过仿真和实验案例验证了所提模型的可行性和正确性。实验结果表明:随着磨损直径的逐渐增大,变异概率曲线呈“躺椅状”非线性上升趋势,对应滚动轴承磨损的3个阶段,即初级磨合阶段、正常性能退化阶段和性能恶化阶段。      

基于Hough变换的航空发动机管线三维反求建模技术

探讨了基于反求工程技术的管线三维反求建模策略,提出了基于Hough变换技术的管线平面、圆柱面特征的识别方法,以及管线的CSG模型构建技术,进而实现了对航空发动机管线的三维反求建模.经实践证明,该方法可以精确、有效地实现对航空发动机管线测量数据的反求建模.