敏捷性和过失速机动

对目前深受重视的敏捷性和过失速机动问题作了扼要介绍。内容包括:问题的提出:敏捷性的定义及其量度;非常规机动的形式;敏捷性与空战效率和飞行品质的关联:以及敏捷性与飞机设计的关联等。     

钛合金振动攻丝刀具破损监测的研究

对振动攻丝的力学模型进行了研究,找出了钛合金振动攻丝刀具破损失效时的力学特征,并建立了钛合金振动攻丝的振动控制、破损监测和报警停机的自动监控系统。     

基于漏斗试样的C250钢高温扭转低周疲劳行为

C250钢的扭转疲劳破坏是其主要失效形式之一。为了获得航空材料C250钢的扭转疲劳特性,并消除等直圆棒试样在扭转试验中产生的弊端,依据漏斗试样完成了C250钢在3种高温(150、200、350℃)环境下的扭转低周疲劳试验,获得了在扭转低周疲劳下的扭矩-名义扭转角曲线。基于试验结果,利用FAT方法分析得到了C250钢在3种高温环境下的材料循环本构关系,利用该循环本构关系对漏斗试样进行三维扭转有限元分析,获得漏斗根部剪切应力与扭矩之间的转换公式及漏斗根部剪切应变与名义扭转角之间的转换公式。基于以上试验与分析方法,得到了材料的剪切应变幅-倍循环次数曲线、剪切应力幅-循环分数曲线以及剪切应力-剪切应变的稳定滞回线,发现材料呈现出循环软化特性,并基于Manson-Coffin模型对材料寿命进行了分析。     

碰摩双转子系统弯扭耦合振动分析与实验

针对航空发动机双转子系统,利用拉格朗日方程建立了含碰摩力的弯扭耦合动力学方程,采用龙格-库塔法进行数值计算,结合瀑布图、频谱图、分岔图、庞加莱截面图、幅频曲线分析了弯曲振动和扭转振动的频谱特征和分岔特性;利用增量式编码器对转子实验台进行了扭转振动测量,验证了数值计算得到的频率特征。研究结果表明:弯扭振动具有相似的特征频率,包括倍频、分数倍频、工作频率与倍频/分数倍频的组合频率,但扭转振动的特征频率更加明显;两者还具有相似的分岔过程和相同的分岔点,在每个分岔点处都存在幅值跳跃现象。      

一种基于线性规划的频率编码旁瓣抑制方法

频率编码信号具有较好的距离-多普勒分辨率、优良的低截获和抗干扰能力,但其旁瓣较高,不适用于检测动态范围大的海面多目标场合。采用失配滤波器法降低旁瓣电平会导致旁瓣宽度展宽,强目标旁瓣宽度展宽,反而遮盖了附近的弱目标。采用脉间码型捷变法,旁瓣抑制效果达不到实际应用要求。文章结合着2种方法,设计一种复合的旁瓣抑制方法。仿真结果表明,在相同信噪比损失和旁瓣宽度的情况下,本方法比失配滤波器法,峰值旁瓣比提高了7.5 dB;在积累相同的脉冲个数情况下,比脉间码型捷变法则提高了18 dB。     

NF-6风洞压缩机及驱动系统研制

NF-6风洞是我国第一座增压连续式跨声速翼型风洞，轴流压缩机是影响风洞安全运行和流场性能的重要因素之一。介绍了NF-6风洞轴流压缩机的运转性能要求、在风洞回路中位置的选取；压缩机驱动轴系的扭转振动分析；双电机串联主从驱动方式的关键技术等。通过2003年10月的试运转表明，压缩机以及驱动系统的研制是成功的。     

战斗机瞬态敏捷性试飞技术研究

对飞机瞬态敏捷性尺度作了介绍和分析.在此基础上,对敏捷性尺度的试飞技术进行了研究,并提出了在敏捷性试飞过程中的注意事项、驾驶技术及计算方法,为以后的飞机敏捷性试飞提供了参考.     

弹性悬挂弯扭耦合颤振模型表面压力分布的时空特性及颤振机理分析

实际应用中,桥梁颤振稳定性可用风洞试验的结果作为评估标准,但颤振时断面的压力空间分布特征是不清楚的。本文对弹性悬挂的刚体模型在颤振时及固定时(来流风速与颤振风速一致)的表面压力进行采样,首先分析模型在颤振时的表面各部分压力特性,结果显示,右部压力相位相当于左部具有滞后性,表明是受迎风侧特征紊流影响的被动区域。随后运用本征正交分解(POD)方法分析模型表面压力分布特征与颤振发散性运动之间的关系,结果显示,所获得的本征模态中存在与颤振扭转发散运动关联极强的'主导颤振模态',该模态对总升力矩系数波动的贡献占绝对主导地位,其主坐标频率与颤振频率一致且具有与振动位移一致的发散性,但其归一化空间分布特征在断面颤振过程中不变化。结合模型在固定时的本征模态分析结果,除颤振主导模态外,其余模态均能在固定时的本征模态中找到类似空间分布的模态,且与断面发散性运动的关联性很小。本文工作为今后颤振机理分析提供了一个新的思路与方法。     

基于参数辨识的直升机姿态敏捷试飞技术

基于不同的规范要求、试飞方法及响应类型,通过参数辨识方法对直升机的姿态敏捷特性进行研究,得到了二阶响应直升机姿态敏捷响应曲线,通过辨识结果能够更准确快捷地得到直升机姿态敏捷的考核指标。最后,结合某型直升机试飞结果对相关结论进行了具体分析,对后续直升机飞行品质试飞具有一定的指导意义。     

基于多控制面的二元机翼扭转变形抑制研究

针对前掠机翼的扭转发散,以加装前、后缘控制面且刚心靠后的二元机翼为模型,基于CFD/CSD松耦合静气弹数值计算方法,提出了一种基于多控制面的二元机翼扭转变形抑制方法。计算结果表明,前缘控制面单独上偏时,气动特性较差,扭转变形特性较好;后缘控制面单独下偏时,气动特性较好,扭转变形特性较差;前、后缘控制面联合偏转时,融合了两者单独偏转时各自的优势,在尽量减少气动性能损失的基础上降低了扭转变形峰值。该研究可为多控制面在前掠翼扭转发散主动抑制中的应用提供参考。