稳压CO2气体氛围火星环境模拟试验系统设计

火星表面低压和低温的大气条件意味着传统的热真空试验设备不能满足火星探测任务型号的地面模拟试验需求。为此,设计研制了以CO_2为气体氛围的火星环境模拟系统。采用气氮调温解决了罐体结露的问题,并采用移动压力控制系统保持在试验温度范围内CO_2气体状态和压力稳定。该系统已成功用于多个火星探测器型号部件产品的地面模拟试验,为火星探测任务开展提供了支持。     

SpaceX公司商用塑封器件质量保证措施

调研了商用塑封器件用于宇航任务时的一般质量保证要求,重点分析美国太空探索技术(SpaceX)公司基于实际工况的器件级、板级相结合的筛选、考核试验方法和选用策略。在此基础上提出国内航天任务用商用塑封器件质量保证方法改进建议,例如适当降低器件级试验要求并增加板级筛选和考核试验。最后,给出典型电装后单板筛选的低成本质量保证方案,在保证器件应用可靠性的同时能有效优化流程、降低成本。     

压气机叶片安装板内侧面自动化磨抛加工

针对压气机叶片安装板的自动化磨抛加工,基于北航提出的自动化磨抛加工工艺开展了应用研究。结合叶片安装板区域复杂曲面或结构特点,通过对磨抛轮的粒度优选、磨抛过程的优化以及接触压力的调整,实现了磨抛精度及表面粗糙度符合设计要求的攻关目标。试验结果表明:磨抛后表面粗糙度Ra在0.4μm以下,去除量在0.03mm以内,实现了替代手工磨抛的目的。在磨抛效率上也实现了与多台数控铣的节拍匹配,在200件叶片试制过程中磨抛工艺系统稳定,拟将该技术广泛推广应用于压气机叶片的研制和生产中。     

偏流板对发动机进口温升影响研究

为研究偏流板升起条件下发动机进口温升的变化,采用计算流体动力学的方法,计算了不同的发动机推力状态、偏流板板位角、偏流板与发动机距离对流场和发动机进口温升的影响。结果表明:在偏流板升起时,随着发动机推力状态的升高,发动机进口温升逐渐增大;随着板位角的增大,高温燃气沿甲板向发动机进口方向扩散范围越大,进口温升逐渐增大;在相同发动机推力状态和板位角时,增加偏流板与发动机距离可显著减小发动机进口温升。     

带凹腔的支板火焰稳定器三维大涡模拟

为研究支板冷态流场,应用LES(大涡模拟)的方法对带凹腔的支板火焰稳定器在Ma=0.06和 Ma=0.09两种工况下分别进行三维数值模拟.对比试验和仿真结果表明:三维大涡模拟结果具有与试验相似的流场结构,定量对比试验和LES结果的尾涡脱落频率的最大相对误差为9.4%;支板尾部截面流向时均速度的最大相对误差为7.7%.表明数值模拟方法和边界条件设置的正确性和可信度.又对支板的三维流场进行分析:速度越大,支板尾涡的尺寸和强度越大;支板流场存在明显的三维效应,并且随着速度变大,三维效应越明显.      

燃油喷射方式对凹腔支板稳定器火焰传播性能的影响

火焰稳定器的火焰传播性能对燃烧效率与燃烧室长度预测非常重要。在实验验证的基础上,采用三维数值模拟的方法,基于凹腔支板稳定器下游的温度分布及离子浓度分布规律,研究了燃油喷射位置、喷射角度及油气比对凹腔支板稳定器火焰传播性能的影响。研究表明,在来流温度900℃、马赫数0.2、值班油气比4×10-3及主流油气比2.8×10-3~6.8×10-3条件下,支板稳定器下游离子浓度分布趋势与温度分布趋势几乎相同,可同时用来预测火焰传播性能;值班供油位置越靠近稳定器前缘越有利于增强火焰传播性能;当主流油气比为2.8×10-3时,主流喷油位置更靠近稳定器前缘或者采用侧喷方式更有利于火焰传播;随着主流油气比增大至5×10-3~6.8×10-3,主流喷油位置远离稳定器前缘及顺喷方式拥有更加良好的火焰传播性能;喷射角度相同时,喷油位置显著影响油气比对火焰传播性能的影响;喷油位置相同时,改变燃油喷射角度,油气比对火焰传播性能的影响相对较小。     

飞机供电系统教学模拟试验台设计初探

运用民用电子电气设备模拟飞机供电系统的工作过程,并通过显示板指示装置进行故障报警提示,以方便故障的定位、分析和排除,让学生通过实践操作掌握飞机供电系统的工作原理。     

飞机急滚防偏离系统控制律的研究

本文介绍了某机在急滚机动飞行时出现的一些非线性现象,并采用系统灵敏度理论分析揭示出产生这些现象的原因。随后文中着重探讨各类控制系统,包括ARI系统,稳定轴偏航阻尼器和航向静增益系统对飞机急滚机动特性的影响。分析结果表明,这些系统对防止飞机偏离是有效的.     

热气防冰系统中热力学参数对其性能的影响

<正>飞机结冰是导致飞行事故的一个重要原因。因此,防冰系统的设计已成为飞机设计中必不可少的内容。在飞机获得安全性能的同时,需要消耗一定的能量用于防冰系统,对商用飞机来讲,目前广泛应用于机翼、发动机唇口部位的是热气防冰系统。本文主要研究的是机翼防冰系统,即从发动机引入高温高压气体,这些热气经由一系列分布在笛形管上的射流孔喷至防冰区域,笛形管安装在机翼前缘的防冰腔内。     

翼型电热防/除冰系统的数值模拟

飞机积冰是飞机在积冰气象条件下飞行时,大气中的液态水在部件表面冻结并积聚成冰的一种物理过程.开展飞机积冰研究,可以使人们更深入地认识积冰产生的机理,为飞机防/除冰装置的设计提供理论基础.采用数值模拟的手段,对二维翼型的结冰过程和防/除冰过程进行了系统的研究.根据经典Messinger模型对机翼的积冰过程进行了模拟,并在此模型的基础上计算了所需要的防冰热功率,同时采用焓方法对飞机机翼的融冰过程进行了模拟.