失重飞机飞行方法研究

通过分析失重飞机飞行的运动特性、失重飞行操纵方法以及失重飞行的影响因素等,总结了失重抛物线飞行的基本方法。在理论分析的基础上,通过模拟仿真试验的手段对失重抛物线飞行的全过程进行了飞行仿真试验,对失重飞行的操纵方法进行了研究。仿真试验表明,此飞行方法是可行的,可为失重飞机飞行试验提供参考。     

燃烧室壁冲击-逆向对流-气膜冷却特性的数值研究

采用FLUENT软件对冲击-逆向对流-气膜冷却结构进行了流固耦合计算, 得到了对流通道和气膜形成区流场、流体温度场以及固壁温度场分布, 分析了该冷却结构内部复杂的流动和换热情况.计算研究目的是摸索一种火焰筒壁温的计算方法, 以较好地获得火焰筒壁温分布.计算结果和试验结果进行了对比, 两者有较好的吻合性.分析表明采用流固耦合计算获取冲击-逆向对流-气膜冷却结构的壁温分布是可行的.      

短周期涡轮实验的发展趋势

对国外短周期涡轮实验技术的发展及其应用范围开拓的情况进行了综述和分析.比较了长短周期涡轮实验技术各自的优点和不足.近年来, 在发展高性能航空发动机的需求带动下, 短周期涡轮实验技术正在努力克服自身的薄弱环节, 力争达到长周期涡轮实验技术所能达到的性能测试精度.其发展目标是争取部分替代长周期涡轮实验, 由单纯机理性实验平台向部件性能研发平台扩展.同时, 作为重要的基础研究平台, 短周期涡轮实验台在机理研究领域也有所拓宽, 开始被应用于新设计理念的验证、CFD设计分析软件的校验等新的领域.      

降落伞充气过程的数值模拟

 基于降落伞的重要应用与设计的实际需要，降落伞的数值模拟开始得到越来越多的重视，而充气过程是其中最为复杂的一个阶段。本文建立了平面圆形伞主充气过程中的CFD（Computational Fluid Dynamics）与结构动力学的MSD（Mass Spring Damper）之间的耦合模型。流场求解采用稳定性较高的标准k-ε模型，在多块贴体坐标下，获得某时间节点处的流场，并将该流场中的压力数据引入MSD模型，以获得下一时间节点的伞衣形状，最终获得主充气过程中伞衣形状和流场之间的动态关系。数值计算结果和实验结果及经验值比较，均有较好的一致性。充气过程的数值求解有助于提高对降落伞充气过程机理的理解。      

基于空间算子代数的航天器多体动力学递推实时仿真算法

进一步发展了空间算子代数符号体系,给出了一组坐标系无关空间矢量,张量和矢阵符号表示和相应的坐标投影规则.基于空间算子代数符号体系,推导了适用于航天器实时仿真的无根、树状拓扑、开环多体动力学递推算法,并根据投影规则给出了递推算法在惯性坐标系的投影方程.新的空间算子代数符号体系有符号定义严格,推导过程力学概念清晰,推导结果易于实时仿真程序实现的优点.推导的递推算法非常适合于正逆混合问题和变拓扑问题的求解,可以满足多体航天器动力学实时仿真的要求.     

基于模糊Petri网的维修保障活动可视化建模与仿真研究

介绍了模糊Petri网矩阵推理算法,并对模糊Petri网中的元素进行了抽象定义,同时,为了仿真实现矩阵推理算法,定义了用于存储模型数据和中间计算结果的动态数组,并给出具体代码建模流程图。最后,作为验证实例,应用飞机前轮更换轮胎对该维修保障活动仿真软件进行验证。结果表明,该软件可对该维修保障活动进行建模,即直观清晰地体现出飞机某环节维修保障活动的进程,同时也可以根据相关参数进行分析,将能为在航空系统产品保障效能评估中找出可靠性、维修性、测试性和保障性设计存在的薄弱环节提供技术支持。     

基于DSPN的航天测控系统任务可靠性仿真建模

提出了基于确定与随机Petri网（deterministic and stochastic Petri nets,DSPN）的航天测控系统（tracking,telemetry and command,TT&C）任务可靠性定量分析方法,旨在对相关航天测控方案进行可靠性预计.通过对TT&C系统任务剖面进行时序弧段划分,考虑实际系统中测控单元阶段依赖、单元故障可修以及各单元参与任务起止时间不同等其他建模方法难以处理的复杂因素,建立了“单元层-系统逻辑层-阶段层”3层相互关联的TT&C系统任务可靠性DSPN模型.通过对模型仿真运行,实现了对给定测控方案下TT&C系统任务可靠性定量化评估.分析表明:仿真结果随着仿真次数增加逐渐收敛,与Markov解析方法求得的精确值对比误差控制在1%以内.      

涡扇发动机传感器故障诊断的快速原型实时仿真

为快速高效地完成涡扇发动机传感器故障诊断算法的硬件在环仿真试验,构建了以NI CompactRIO为核心的传感器故障诊断系统的快速原型实时仿真平台.基于一簇卡尔曼滤波器,在LabVIEW编程环境中建立了传感器故障诊断系统.分别在涡扇发动机模型稳态和动态工作时完成了对单个传感器故障的检测、隔离和重构的硬件在环仿真试验并验证了算法精度.经过大量试验,结果表明:基于卡尔曼滤波器理论的诊断算法能在传感器故障情况下确保控制系统安全运行,诊断精度最高可达1.4%;同时表明,该快速原型实时仿真平台的设计是成功的.研究工作为发动机传感器故障诊断系统的半物理仿真试验奠定了基础.      

周向平均方法在某风扇/增压级分析中的应用简

 通过对三维（3D）Navier-Stokes方程进行周向平均,得到了通流模型的控制方程,对其采用时间推进有限体积方法进行数值求解。为实现风扇/增压级在设计初期的快速性能评估,考察了周向平均方法在风扇/增压级分析中的准确性。分别利用NUMECA三维数值模拟软件和周向平均通流模型（CAM）对某高通流风扇/增压级进行了性能分析,从对比结果来看,周向平均通流模型在近设计点给出了与三维数值模拟十分接近的特性参数,最大误差不超过2.0%。在风扇转子中,由于周向平均通流模型能捕获通道激波,其物理本质与三维平均结果有所区别,因此径向参数分布与三维有所差异。而在亚声速流动下的增压级及外涵道各叶片排出口参数的径向分布与三维数值模拟结果都能很好地吻合。     

航空发动机第1级风扇叶片鸟撞研究

针对目前对鸟体撞击风扇部位影响分析不全的问题,计算了鸟体飞向叶片不同部位和穿过支板间隙的概率,在此基础上分析了鸟体撞击旋转状态第1级风扇叶片不同位置的概率。基于数值模拟技术,建立了鸟体撞击叶片的有限元模型,模拟鸟撞击风扇叶片叶尖、叶中、叶根部位,在分析引起叶片不同位置塑性变形的基础上,进一步确定了风扇损伤最大的位置。针对4种不同的鸟体撞击速度,对发动机第1级风扇叶片鸟体撞击部位损伤进行了分析。得到鸟体穿过叶尖部位支板间隙的概率约为50%,撞击叶尖部位概率约为16.7%,是最容易撞击的部位,受到的损伤也较大。计算结果可以为确定发动机风扇叶片鸟体撞击损伤提供参考。