一种前后缘连续变弯度翼型气动特性分析

提出了一种基于厚度不变的翼型前后缘连续偏转变形规律,并以NACA0015翼型为例,实现了翼型变弯度的参数化。以柔性伸缩蒙皮支撑结构和机械结构实现了可连续光滑偏转后缘的变弯度翼型,验证了变形规律。以前后缘偏转角度为参数,计算并分析了各个变形状态下翼型扰流流场和气动特性,讨论了变形参数对气动特性的影响,研究了气动特性的产生机理。研究结果表明:在大迎角下,前缘偏转角对翼型失速有一定的抑制作用;在中小迎角范围内,翼型升阻比随着后缘偏转角的增大而增大,且不论迎角如何变化,总可以通过前后缘偏转来获得较高的升阻比。     

在翼孔探检查CFM56-7B发动机3号轴承前封严

近期,深航机队CFM56-7B发动机集中出现滑油消耗量大的问题,没有发现外部渗漏点,检查磁堵发现白色特氟龙材料,怀疑该材料来自3号轴承前封严。为了确认故障原因,实现了在翼孔探检查3号轴承前封严,但该项操作存在一定风险,本文介绍了孔探检查过程,以供同行参考。     

基于拐点检测的椭圆弧叶型前后缘评定算法

叶片前后缘的形位对叶片气动性能有着显著影响,且其分割结果也严重影响特征参数的精密计算。现有的叶片前后缘分割算法大多基于拓延算法的实现与改进,但是拓延算法本身尚不能自适应叶型截面尺寸来分割点云,而后续的改进算法在轮廓线误差控制上仍有待加强。针对叶片截面线前后缘的点云精确分割问题,参照椭圆弧叶型的造型设计特点,提出了基于拐点检测的前后缘评定算法。通过对截面线点云旋转、截取、顺时针排序以及拐点检测处理,实现了在高精度测量条件下对叶片前后缘的精确分割。最后设计了对比实验,验证了本文算法可以定性地分割叶片前后缘,并在线轮廓误差上保持了较低水平;论证了在逐点拓延椭圆拟合过程中,从凹性点即开始影响线轮廓误差。     

集成主动转向功能的电动助力转向参数优化(英文)

建立了融合主动转向功能的电动助力转向系统(新型EPS系统)动力学模型和整车三自由度转向模型;提出了新型EPS系统转向路感、转向灵敏度和转向稳定性的概念及量化公式;并根据多元函数有约束优化问题的特点设计了遗传算法。以转向路感为优化目标,以转向稳定性和转向灵敏度为约束条件,对EPS系统参数进行了多参数变量优化设计。仿真结果表明:应用多目标遗传算法进行EPS系统参数优化可在保证系统具有较好的转向稳定性和转向灵敏度基础上,有效提高了系统的转向路感,为新型EPS系统的设计和优化提供了理论基础。     

200m自由飞弹道靶模型高精度视觉位姿测量技术

为精确测量弹道靶超高声速自由飞模型位姿变化参数以用于气动力参数辨识,中国空气动力研究与发展中心结合双目视觉定位技术和前光照相技术,在弹道靶上发展了超高声速自由飞模型的高精度视觉位姿测量技术。双目测量站沿模型飞行方向布置,试验前完成测量站单站标定、多站全局坐标关联等。模型进入测量站视场中心时,脉宽小于10ns的激光经扩束后照射表面带编码标记点的模型,同时双目测量站相机获得前光图像。试验后通过模型表面标记点识别解算,获得模型飞行过程的位姿参数。在解决靶室杂光滤除、前光光源出口光斑匀化、双目测量站全局关联、模型表面处理及标记点制作等技术的基础上,建立了200m自由飞弹道靶模型高精度视觉位姿测量系统。在200m自由飞弹道靶上开展了长165mm的20°锥模型的飞行试验,试验环境压力15kPa、速度2.7km/s,根据视觉位姿测量系统获得的锥模型在各测量站飞行位姿参数和激光器的出光时序,通过辨识获得锥模型的阻力系数和动导数等气动力参数,所得结果与AEDC G靶上的结果趋势基本一致。     

基于目标压力分布的旋翼先进气动外形反设计分析方法

基于雷诺平均Navier-Stokes（RANS）方程、运动嵌套网格、目标压力分布及余量修正方法,构建了一套直升机旋翼桨叶先进气动外形反设计方法。为避免由桨叶气动外形变化导致的网格畸变,发展了一套基于Poisson方程求解的旋翼桨叶结构化贴体正交网格的快速、自动化生成方法,为提高运动嵌套网格的生成质量和通用性,采用剖面间网格插值与桨尖翻折相结合的方法,同时建立了基于“Top Map”和“Inverse Map”相结合的洞边界划定和贡献单元搜寻的新方法。基于Navier-Stokes方程和双时间法建立了旋翼非定常流场模拟方法,通量求解采用Roe-MUSCL格式,并使用低速预处理法来克服前飞旋翼流场收敛中遇到的刚性问题。在计算流体力学（CFD）方法基础上,基于旋翼翼型压力系数余量联立各方位角处的反设计MGM（Modified Garabedia-McFadden）超定方程组,并依据激波分离、失速等约束设置了各方位角处的反设计权重系数,创建了基于MGM超定方程组最小二乘解的旋翼气动外形（翼型）设计方法。应用所建立的方法,分别针对多目标、多状态和前飞时的旋翼（翼型）气动外形进行反设计分析,验证了本文方法的有效性。最后,将该方法拓展应用到旋翼桨尖气动外形设计中,设计得到与UH-60A直升机旋翼气动特性相似的矩形桨叶外形。     

基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计

提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。     

前货舱防烟渗漏改装中的逻辑分析

对比分析了波音737NG飞机进行前货舱防烟渗漏的电气改装前后所加装的工作逻辑电路,系统阐述了波音737NG飞机在前货舱烟雾渗漏方面所做的改进,以及在改装工作中可能会遇到的故障。     

起落架轮叉疲劳试验系统设计与应用

<正>起落架作为单传力部件,其受载形式复杂,在起飞着陆过程中要承受很大的载荷和强烈的冲击,飞机起落架的使用条件比其他结构部件更为恶劣。据统计,起落架结构引起的和与起落架相关的事故大约占飞机结构破坏事故的2/3以上,其主要表现是结构疲劳破坏。飞机起落架的疲劳强度试验是一项复杂的系统工程。起落架的工作环境恶劣,载荷历程多变,起落架的疲劳寿命预测分析与破     

航天器热备份控制计算机软故障前向恢复方法

针对航天器热备份控制计算机单机软故障,提出一种前向恢复方法.该方法依据航天器热备份控制计算机系统的先验知识,通过对内存分块管理和重分配,进行数据比对和数据同步,使得软故障情况下系统中各单机自主、稳定地恢复至独立输出完全一致.与传统的恢复方法相比,新方法针对航天器热备份控制计算机系统设置合适的故障识别与定位的方法,且不用增加任何硬件开销.利用返回飞行器GNCC控制计算机对该方法进行了实现,试验结果证明该方法正确可行,为航天器热备份控制计算机的自主恢复技术奠定良好的基础