空间站梦天载荷舱结构设计与验证

针对天宫空间站梦天载荷舱提出了采用一种含大开口的半硬壳铆接结构,实现了结构承载、载荷进出舱及载荷试验平台一体化设计。采用数值仿真的方法,考虑主动段飞行及地面整器起吊载荷等因素的影响,进行了结构强度迭代分析,识别结构的潜在薄弱环节,并开展针对性的局部结构验证试验。最后,设计并建立大开口结构的全工况静力试验平台,开展载荷舱整舱静力试验。数值计算与试验所得结果吻合较好,验证了载荷舱大开口结构设计的正确性。载荷舱结构的设计方法及验证思路可为其他飞行器结构提供参考。     

面向过冷大水滴适航验证的结冰探测技术研究

过冷大水滴（Supercooled large droplet,SLD）结冰超出了常规防除冰系统的防护范围,是一种更为严重的结冰情形,极大地影响着飞行安全。在美国联邦航空管理局14 CFR 25.140条款中明确提到为保证飞机在SLD结冰条件下的安全运行,首先且必须要对SLD结冰气象环境进行探测。由于水滴破碎会改变水滴运动轨迹和表面撞击水分布,使水滴撞击极限变小,而水滴飞溅对结冰极限位置影响不大,因此本文通过研究大、小粒径水滴在飞机上收集范围不同的特点,提出一种可以满足SLD结冰适航符合性的结冰探测技术。该结冰探测技术采用常规结冰探测器,根据水滴收集范围将其布置于不同敏感结冰部位,可以实现全剖面飞行的结冰环境探测。     

PRV模拟系统的开发与应用研究

目前,发动机引气调节活门（PRV）的检查维修仍使用纸质化技术资料,通过人工检查和辨识判断,存在维修不便利、受人为及环境因素干扰影响较大等问题。本文提出的PRV三维模拟系统模拟仿真PRV构型原理、工作状态和地面测试功能,可预警提醒飞行过程中的功能失效等高风险问题,并将可视化、大数据分析等技术应用于PRV的维修,减少了人为因素对维修检查工作质量的影响,对提高PRV维修工作质量、降低飞行风险具有重要意义。     

大级间引气对轴流压气机级间性能的影响

级间引气能够显著改变压气机的级间性能匹配,是压气机设计中常用的性能调试方法。通过对一台9级压气机开展引气结构设计、大级间引气试验测量和基于试验测量数据的子午流面参数计算,研究了大级间引气对轴流压气机级间性能的影响。研究结果表明：当级间引气量从13%变化到24%时,压气机堵塞流量变化较小,喘振裕度减小;过大的引气量会导致引气位置后面级出现较大的流动分离和效率降低,级间匹配变差,从而使得压气机总压比降低,喘振裕度下降。     

密集型空气雾化流场破碎特征数学模型研究

低速液体射流在高速湍流气体作用下的气液同轴射流雾化流场是瞬态密集型喷雾场,高速湍流中影响和控制雾化的因素很多。针对空气雾化流场液核分布与特征进行分析,开发了模拟液核的随机浸入体模型,结合大涡模拟方法对同轴射流空气雾化喷嘴下游流场进行数值模拟。模拟结果与实验结果对比表明：随机浸入体模型可快速捕捉液核的长度和位置信息。当气液动量比M为3~10000时,能够较准确地预测液核长度,当M>10时,其预测结果远优于唯象模型;该模型能够捕捉回流区、大尺度涡等流场结构。同时,可以准确地预测喷嘴附近的液滴粒径,特别是在气流速度较大（>60m/s）时,液滴平均直径预测误差<10%。     

射线计算机成像技术在发动机变壁厚产品检测中的试验研究

针对液体火箭发动机离心轮、涡轮静子等厚度变化大的复杂激光选区熔化成形（SLM）钢构件在常规X射线胶片照相检测（RT）时,由于胶片的宽容度低造成的检测覆盖率低,存在漏检质量隐患的问题,采用射线计算机成像技术（CR）对该类变截面厚度差在5～20 mm内的钢构件进行检测。结果表明,CR检测图像宽容度是胶片照相检测的3倍,检测覆盖率高;以离心轮线状缺陷CR检测为例,且通过CT和理化检测验证证明,CR检测具有与胶片照相检测基本一致的缺陷检测灵敏度、可靠性。     

一种低速风洞大流量进气道试验系统研制

为了提高FL-8风洞进气道试验能力,结合该风洞特点,在不破坏原有进气道试验系统前提下,研制了一路大流量进气道试验系统,采用直线形式布置在风洞中心,引射混合气体扩压减速后排入风洞扩散段内。该系统可实现进气道流场模拟、性能测量、流量控制与测量。为了验证该系统性能,在FL-8风洞进行试验验证了引射器的引射能力,排气对风洞流场的影响以及流量的控制与测量精度。该系统测量精度高,流量测量精度达到0.3%以上引射能力强,排气对风洞流场影响小,可模拟单路流量2.8kg/s,较原FL-8进气道试验能力提高50%以上,并且与原FL-8进气道试验系统结合使用,可实现三路进气道同时模拟。     

大数据理论在高精度惯性导航系统测试技术中的应用

当前我国高精度惯性导航系统研制已取得长足进展,但惯性导航系统的精度、可靠性和寿命等应用性能距离世界先进水平仍有差距,主要问题在于全寿命周期内的海量测试数据没有被充分挖掘、分析和应用,严重制约了惯性导航系统精度的提升、可靠性分析和寿命预估的准确性。因此,系统、准确、高效、合理地处理设计、生产、测试和使用过程中的海量数据是分析解决高精度惯性导航系统存在问题、提高生产效率、提升产品质量的有效途径。首先,详细分析了惯性导航测试系统数据采集和数据管理中存在的问题,提出大数据管理分析系统的需求和目标;其次,结合数据管理和分析中的关键技术,构建了惯性导航测试系统以数据采集层、数据支撑层和数据应用层为3大模块的大数据分析平台基本框架。为高精度惯性导航系统优化设计、提升精度、保障产品可靠性、合理预估系统寿命及适应未来战争提供了发展思路。     

基于保护映射理论的航空发动机LPV/PI 控制

针对具有强非线性特性的航空发动机控制问题,将基于保护映射(Guardian Maps,GM)理论的控制方法应用于航空发动机控制系统设计中。基于某型涡扇发动机非线性模型建立了线性变参数(Linear Parameter Varying,LPV)模型;根据保护映射理论设计不同调度参数下的PI(Proportion Integration)控制器,在设计过程中,只需通过给定的初始控制器就可以自动得到满足性能要求的控制器参数集合,避免了在多个平衡点进行控制器设计;以非线性模型为被控对象,采用积分分离PI控制,在飞行包线内的不同工作点进行仿真验证。结果表明:基于保护映射理论的控制方法在解决航空发动机控制系统的非线性问题时具有显著效果。