直升机旋翼桨尖形状初步研究

直升机旋翼桨尖形状由简单的矩形改变为先进形状可改善直升机性能,降低旋翼产生的振动和噪声。本文在简介国内外直升机旋翼桨尖形状研究情况的基础上,着重叙述近期在南京航空学院直升机技术研究所旋翼台上进行的四种不同桨尖形状旋翼悬停性能初步试验研究,给出了试验结果及其分析。试验的四种桨尖是:(a)矩形桨尖;(b)后掠(或直线后掠)桨尖;(C)尖削桨尖,(d)后掠抛物桨尖。对于(b)、(c),后掠或尖削从 r=O.9R 处开始,而(d)后掠抛物从 r=o.85R 开始。文中给出了试验所得桨尖对拉力、功率、悬停效率的影响曲线,并进行了相应分析,试验及分析结果表明,桨尖形状的改进确实能提高旋翼的悬停效率,改善性能。尖削形状的旋翼拉力可提高6%以上,而悬停效率亦可提高5%。     

共轴双旋翼与单旋翼悬停流场实验测量值的对比

以三维激光多普勒测速仪测得的数据为基础，全面比较了共轴式双旋翼与单旋翼尾迹流场中轴向、径向和周向速度的特点与差异。分析指出，由于双旋翼相互间的气动干扰，导致其流场与单旋翼的明显不同，而这些不同沿各向异性，轴向最大，径向次之，周向最小。文中对周向速度表现出的异乎寻常的特点作了进一步的说明，这对建立共轴式双旋翼尾迹流场的数学模型具有重要意义。     

碳化硅基直流固态断路器短路保护方法

碳化硅器件比硅器件具有更低的导通电阻,用其制作直流固态断路器可以大大降低其通态损耗,减轻散热压力。然而相比于硅器件,由于碳化硅器件管芯面积小,电流密度大,其短路能力相对较弱,短路保护要求更高。为确保碳化硅器件安全可靠工作,提高碳化硅基直流固态断路器的可靠性,对比分析了硅基与碳化硅基MOSFET的短路能力,揭示了其器件恶化机理,研究了栅源极电压箝位方法,并结合去饱和检测,提出了一种基于源极寄生电感的"软关断"短路保护方法,制作了直流固态断路器样机进行实验验证。实验结果表明,所提方法可以降低功率器件的关断电压应力、抑制短路电流,适合碳化硅基直流固态断路器短路保护。     

网络系统“亚健康”状态的性能退化评估模型

针对网络系统中节点存在正常、亚健康、故障三种状态的情形,研究了网络系统亚健康状态下的性能退化评估方法。依据网络系统亚健康状态的特征及网络系统中节点之间的相互关系,深入探讨了影响网络系统效能退化的因素,提出了一种基于微分方程的网络系统亚健康状态的性能退化评估模型,进而预测亚健康网络系统未来可能发生的转化规律。理论分析及试验论证表明,所构建的模型具有一定的合理性,并具有良好的应用前景。     

100 W微波等离子推力器固态源研制

为了实现微波等离子推力器的小型化,利用固态器件、衰减器和检波器一体化设计技术及液体冷却技术,研制出小型化的微波等离子推力器固态源,其输出和反射微波功率可由固态源输入电压和检波器的输出电压进行控制与检测,固态源的质量与体积分别是磁控管微波源的15%和6%。对采用固态源的推力器分别进行了地面和真空实验,结果表明固态源能稳定可靠地工作。     

军工电子产品外协技术状态控制研究

介绍了军工电子产品外协技术状态控制的现状,分析了控制难点,从控制源头、加强过程控制、供应商动态评价、建立与供方互利的关系四个方面提出了加强军工电子产品外协技术状态控制的思路和对策。     

计算机辅助功能危险评估方法研究

功能和安全一直是高风险复杂系统的关键问题。传统的功能危险评估由安全工程师手工进行分析，面对高度复杂系统时，就会变得难以完成且容易出错。解决这种问题的一个途径就是利用计算机进行辅助。为此提出一种计算机辅助的功能危险评估方法，采用状态图语言搭建系统状态模型，将功能失效影响直观地从系统状态转移图上表达出来。并且在系统状态模型的基础上，采用计算机编程快速计算出导致系统故障的失效组合以及最小割集。最后以飞机为对象证明了方法的可行性。     

结构变形对斜流压气机性能的影响研究

采用基于有限元的结构静强度分析和CFD全三维流场仿真手段,对某斜流压气机工作状态下结构变形和变形后的气动性能进行研究,结果表明:提出的数值仿真流程能够有效模拟压气机工作状态下结构变形对气动性能的影响,从而为发动机系统参数平衡提供数据支撑;压气机叶片前缘顶部刚度小,变形量大,但对叶轮气动性能影响较小;叶轮尾缘边径向变形对压气机增压能力影响显著;顶部泄漏间隙的变化对压气机效率产生影响.     

深冷组合发动机吸气模态最大状态控制规律研究

为了研究深冷组合循环发动机吸气模态最大状态控制规律,基于部件法建立了发动机热力学计算模型,依据整机共同工作条件确定了发动机非设计点计算的变量与平衡方程。根据工质间的相互影响关系,提出了以氦压气机转速和氦涡轮前温度为控制变量的双变量控制规律。在考虑发动机机械负荷、气动负荷、热负荷及压气机稳定裕度等限制的条件下,根据制定的最大状态控制规律,完成了高度特性和速度特性的计算。根据限制条件计算得到了发动机的工作包线,并指出了最大状态控制规律的区域划分。最后,将控制规律应用于工作包线内,获得了压气机转速、换算转速及工质流量等参数的分布规律。结果表明：工作包线上下边界分别取决于氦压气机喘振裕度限制和空气压气机换算转速下限,右边界限制取决于换热器1氦气出口温度上限。深冷组合循环发动机最大状态控制规律应划分为2个区域,分界线满足以下条件：空气压气机和氦压气机换算转速同时达到最大值。分界线以上空气压气机达到最大工作状态,分界线以下氦压气机达到最大工作状态。空气压气机进口参数是决定控制规律分界线的主要因素。     

多旋翼飞行器涡环状态数值模拟

旋翼类飞行器在进入涡环状态时极易发生安全事故。采用基于非结构网格的滑移网格技术对多旋翼飞行器的气动特性进行了数值模拟,并进行了试验验证。分别模拟了多旋翼飞行器垂直下降状态和30°斜向下下降状态时的流场,得到该状态下多旋翼飞行器的气动特性和滑流区流场规律,并分析了力与功率的变化规律。研究发现:多旋翼飞行器在垂直下降状态和30°斜向下状态均会进入涡环状态,在垂直下降速度为4 m/s时,多旋翼飞行器已经处于涡环状态,旋翼的拉力损失会达到15%,旋翼功率随下降速度的增大先增大后减小,且不同旋翼拉力大小和功率大小不一致。当30°斜下降速度为4~6 m/s时,多旋翼飞行器处于涡环状态。该结论可为多旋翼无人机的安全飞行提供参考。