摘要:水锤效应引起的油箱破坏现象越来普遍,对近几十年水锤效应的研究工作进行归纳和分析,为今后的研究工作提供参考。水锤效应的研究起步早,早期的试验和理论推导形成了水锤效应最初的理论基础,随着试验装置的进步以及有限元思想的引入,试验结果越来越精确,水锤效应的研究工作进入了新阶段。但是对于水锤效应的研究还存在诸多的问题,将是今后工作的重点。

摘要:主动稳定控制能够抑制压气机旋转失速、避免喘振,从而减小稳定裕度,扩大工作范围,使压气机性能得到最大发挥。针对航空发动机主动稳定控制关键技术,重点分析了以Moore-Greitzer模型为基础的压气机建模方法、模态控制与非线性控制两种主动控制方法,在此分析基础上,讨论了主动稳定控制算法存在的不足,并提出压气机模型与主动稳定控制算法的未来发展方向,可为航空发动机主动稳定控制理论研究与工程应用提供参考。

摘要:本文对国外在役的重型直升机所使用的发动机的性能方案和结构特征进行了分析与对比,归纳总结出重型直升机用大功率涡轴发动机的技术特点、设计思路和发展途径,并结合国外先进涡轴发动机的未来发展方向,分析给出了大功率涡轴发动机的未来发展趋势。

摘要:采用基于Realizable k-ε湍流模型的脱体涡模拟(DES)数值方法,研究了空腔长深比(L/D)的变化对空腔流动与声学特性的影响。来流马赫数为0.85,基于空腔长度的实验雷诺数为 Re = 6.84 × 106,空腔的长深比L/D分别为3,5,8,14,17。计算结果揭示了L/D对空腔内的压力分布和气动噪声的影响规律,以及随着L/D的增加,空腔的流动类型由开式空腔流动逐渐向闭式空腔流动的变化过程。通过对不同L/D下空腔底部静态压力分布、脉动压力分布和声学特性的分析比较,给出了不同类型空腔的特点,为空腔流动类型的划分提供了依据。

摘要:采用已建立的纳秒介质阻挡放电(NSDBD)等离子体唯象学模型耦合非定常Navier-Stokes方程模拟纳秒等离子体对流场的作用。使用非定常雷诺平均Navier-Stokes方程(URANS)和大涡模拟(LES)两种求解方法,研究了纳秒等离子体激励对NACA0015翼型流动分离控制机理。发现NSDBD等离子体激励会促使边界层提前转捩,转捩对控制流动分离起重要作用。NSDBD激励开始时会在翼型前缘形成展向涡,展向涡促使分离剪切层失稳并最终进入尾迹,展向涡贴近壁面运动,将外区的高能气流带入近壁区,使上翼面流场结构发生变化,之后,翼型前缘流动提前转捩促使流动经过一个小层流分离泡后发生湍流再附,最终在上翼面形成了稳定的附着流动。

摘要:从安全性、经济性与舒适性三方面出发,构建民用支线飞机技术水平的测度指标体系。以世界各个时期典型支线飞机数据为样本,采用回归分析法,建立支线飞机技术水平的测度模型。然后以我国典型支线飞机性能数据为基础,利用此测度模型,对我国民用支线飞机技术水平进行了定量研究,得出我国民用支线飞机运7-100的综合技术水平落后同期世界先进水平10.22年, ARJ21-700落后7.83年等结果。表明我国民机技术水平已有明显提高,与世界支线飞机先进水平的差距在缩小。

摘要:充气机翼在变体飞机和飞艇中具有潜在的应用前景。充气机翼的结构特征与传统硬质机翼显著不同,其外形与传统机翼相比最大的差异在于表面的片条状鼓包。这种外形带来的气动特性及气弹行为等越来越受到人们的关注。本文以NACA0015翼型为原形,设计制作了充气机翼模型,并利用CFX对传统光滑的NACA0015翼型和凹凸表面的0015F2翼型进行了定常和非定常气动行为分析。结果表明充气机翼的凹凸表面外形会增加翼型的失速迎角,但其升力线斜率及升阻比都较光滑翼型要小。通过考察机翼附面层的速度剖面可知,0015F2翼型的速度梯度过度区要大于NACA0015翼型。通过观察翼面漩涡的演化过程,可知0015F2翼型在每一个凹槽区生成驻涡,驻涡的存在使得充气机翼的附面层呈紊流附面层的特性,驻涡的外移改变了机翼后缘的尾涡形成,推迟了分离,使得失速攻角增大。

摘要:为了分析复合材料层板疲劳分层扩展行为，基于Abaqus有限元分析平台，建立了分层扩展复合材料层板有限元分析模型，选用基于能量释放率的分层扩展判据，结合剩余强度模型弱化材料性能，引入VUMAT子程序实现模型疲劳损伤失效的判断及材料刚度性能的折减，模拟了含分层复合材料层板在疲劳压缩载荷作用下的分层扩展行为。结果表明分层长度随着疲劳载荷的施加不断增大，但扩展速率逐渐减小，最终分层长度达到稳定值，与实验结果吻合良好。

摘要:研究带止裂筋整体翼梁结构的裂纹扩展特性，采用ANSYS有限元软件对裂纹尖端应力强度因子进行数值计算，并对缩比试验件做了疲劳裂纹扩展试验。在梁缘条和蒙皮断裂情况下，止裂筋能够降低梁腹板上的应力强度因子幅值，对裂纹扩展具有拟制作用，当裂纹扩展到止裂筋前时进行剩余强度试验，结果表明止裂筋能够承担较大的静载荷实现破损安全设计，但是，用止裂筋阻止疲劳裂纹扩展效果不显著。与梁弯曲产生的正应力比较，腹板上的剪应力不足以驱动II型裂纹扩展。

摘要:针对功能梯度材料(FGMs)结构热机耦合分析,本文提出一种热弹塑性梯度有限元方法。这种方法是通过编写有限元软件ABAQUS的材料用户子程序来实现的(详见附录),通过对陶瓷-FGMs-金属三明治型热结构的力学分析验证了该方法的可行性。它可以应用于非均材料及结构的强度分析。同时这种方法还可以用于梯度软物质材料如皮肤、骨骼肌等的力学行为研究。

摘要:为了检验起落架系统的稳定性，国内首次在真实飞机进行了起落架摆振试验，通过在跑道上加装激励板有效激起起落架摆振相关模态。采用模态单峰隔离结合最小二乘算法，通过模态参数识别进行试验数据分析。通过仿真数据验证了该方法的正确性，并将其应用到某实测摆振试验数据分析。结果表明飞行试验中起落架未发生摆振，本次试验中起落架是稳定的。

摘要:为研究运载火箭在牵制缓释放过程中的结构动力响应特性，将牵制缓释放发射过程依次分为静态竖立、点火牵制和缓释放三个阶段进行计算。运用MSC.Patran有限元软件的场功能来实现上一阶段的全部计算结果场向下一阶段初始条件场的传递，运用非线性弹簧单元的非线性位移载荷函数功能来模拟运载火箭缓释放过程中的缓释力，实现了运载火箭牵制缓释放过程结构动力响应的数值计算，并对比分析了运载火箭几种常用发射释放方式的结构动力响应特性，对比分析表明：采用牵制缓释放系统可有效减小运载火箭释放时所受冲击载荷，减小运载火箭全箭结构动力响应。

摘要:飞机结冰会对其飞行造成巨大隐患。本文应用Fensap软件，使用CFD计算的方法，采用Spalart–Allmaras湍流模型对DLR飞机的三维模型进行了气动及水滴撞击特性分析。通过控制变量的方法，确定了环境参量对其水滴撞击特性的影响，计算结果表明：飞机速度增大，局部水收集系数减小；水滴直径减小，局部水收集效率也减小。

摘要:介绍了民用运输类飞机颤振试飞的依据与要求,结合ARJ21-700飞机合格审定试飞研究了民用运输类飞机颤振试飞的试飞测试、试飞方法及试飞内容、激励方法和数据处理方法。给出了该型飞机颤振特性试飞的符合性验证结果,结果表明该套方法适合民用运输类飞机合格审定颤振试飞。

摘要:极大似然估计方法(ML)在飞行器参数辨识中得到了广泛应用,该方法需要预先推导灵敏度方程,进而求解灵敏度矩阵,在应用过程中比较繁杂,且容易陷入局部最优解。本文提出了一种基于云模型优化的飞行器参数辨识算法,很好的避免了极大似然法的上述缺陷。论文给出了算法的详细步骤。算例结果表明,算法易于实现、辨识结果精度较高、收敛速度较快,不易陷入局部最优。

摘要:为了研究安溢活门主阀开启过程中的动态流场特性，本文采用用户自定义函数方法和Fluent动网格法对其进行数值模拟。通过求解有限气容充放气过程方程和质量弹簧阻尼系统动力学方程，分别得到膜片上的气压力以及主活阀运动速度和位移，并采用Fluent 3D非定常显式耦合求解器以及虚拟挡板技术进行流固耦合分析。研究结果表明，活门开启过程中开度越大，阀道内流场越复杂，流动越不稳定。并得到了活门开度对进出口及阀座处流量变化以及活门、膜片所受气压力变化的影响趋势，以对影响流场动态不稳定的因素进行分析。

摘要:针对飞翼、大展弦比低雷诺数气动布局容易在小迎角的条件下出现气流分离,会带来明显的非线性气动力问题,同时气动弹性带来的影响亦不可忽略。针对此类布局提出了一种建立基于径向基函数插值的非线性压力系数分布模型的方法。利用径向基函数插值建立面元上压力系数对迎角导数的响应面,将压力系数积分并通过无限板样条(IPS)方法进行气动结构多次迭代插值实现非线性气弹分析。结果验证了该方法对于静气弹分析的有效性同时能准确地反映弹性带来的气动效率的降低和变形对升力及阻力的影响。

摘要:通过2D C/SiC复合材料室温下的拉伸实验和疲劳实验,并用SEM观察其断口形貌,研究了C/SiC的疲劳行为以及寿命预测。结果表明：C/SiC复合材料表现出类似金属的韧性断裂行为,疲劳极限约为0.85uts,表明C/SiC复合材料在室温下具有较优良的抗疲劳性能。由于复合材料的缺口钝化效应,缺口试样的S-N曲线要高于光滑试样,但两者的趋势一致,据此提出了基于名义应力的疲劳寿命预测方法。

摘要:针对目前高热力循环参数和高引气量的自由涡轮涡轴发动机，建立了考虑压气机引气位置可变和涡轮中冷却气参与做功的涡轴发动机性能计算模型。当压气机引气位置变化时，采用流量平衡和功率平衡同时修正法计算发动机性能；涡轮冷却计算模型则考虑了第一级导向器叶片冷却气的做功。与传统涡轴发动机性能计算模型的计算结果对比表明，本文的计算模型能够合理反映引气量和引气位置对发动机特性的影响，更接近发动机的真实物理过程，可为发动机空气系统设计提供输入。

摘要:飞行管理系统(FMS)在垂直轨迹预计、垂直导航参数信息预报和垂直导引功能方面对飞行性能数据计算提出了大量需求,为了高效管理和实时使用飞行性能数据,提出了设计与创建机载性能数据库,然后分析性能管理中机载性能数据库的组成和表结构,进一步分析了飞行管理机载性能数据库文件生成和加载过程,为飞行管理系统设计及其机载软件研发工程化提供参考依据。

摘要:为了在航空发动机总体设计阶段准确快速的预估轮盘转子的重量,正确把握轮盘结构形式的发展趋势,本文建立了基于等强度型面的轮盘尺寸设计和重量预估模型并开发计算程序,利用程序对某型涡扇发动机的轮盘转子进行了重量预估,研究了在不同轮盘中心孔半径、不同叶片AN2值下,轮盘尺寸和重量的变化规律,研究了随转子叶片材料的变化,轮盘重量在不同轮盘中心孔半径、不同AN2值下的变化情况。计算结果表明：在满足一定的强度负荷限制和结构限制的条件下,存在轮盘应力和轮盘中心孔半径的最优组合,使得轮盘重量最小；转子叶片采用密度更小的新材料后,轮盘的中心孔半径会增大,进而可能演化为叶环结构,转子部件重量大幅下降。

摘要:系统技术成熟度描述了系统研发的整体技术状态和水平,在系统建设管理中是重要的评估与分析内容。本文采用系统成熟度的矩阵算法,对新型直升机系统成熟度进行了研究。研究结果表明,在大部分单项技术都达到了预期的技术成熟等级时,系统总体层面仍会存在不确定和不成熟因素,为有效提升系统整体成熟度,必须突破制约系统研发的“瓶颈”技术,并加强“瓶颈”技术与其它技术间集成的演示验证工作。