飞机进气道流场品质测量耙风洞校准试验研究

以某型飞机飞行试验为应用背景,研制了基于动态、稳态压力、总温参数集成测试的大尺寸进气道畸变测量耙,适用于不同飞行条件下对发动机进口流场品质、流量的测量,为分析和评估进气畸变条件下发动机工作稳定性提供数据依据。为了评估和验证新式测量耙角度、速度测量特性以及参数测量的精确度,进行了全尺寸量级的进气道测量耙风洞校准试验;并对试验数据进行了分析和研究。研究结果表明:在马赫数0.2~0.6,姿态角-20°~20°范围内,耙体压力测量相对误差小于0.5%,能够满足对大涵道比涡扇发动机进口流场品质和流量的测试技术需求。     

提高进气道冲压阻力测量精度的方法

为提高发动机飞行推力测量精度,对进气道冲压阻力测量计算方法进行了研究。鉴于进气道测量耙总压静压测点不遵循等环面分布,采用数值插值法获得等环面中心点的总压静压值,计算表明:靠近壁面的实际测点与其对应的等环面中心点之间的总压静压差异明显,总压最大差值为1. 0 kPa,静压最大差值为0. 73 kPa。分析了附面层厚度、分区域计算累加法、全区域计算平均法对流量、流速、冲压阻力的影响,结果表明:附面层造成的空气流量最大误差值可达1. 94 kg/s,差异较明显;采用分区域计算累加法与采用全区域总压静压平均值计算的空气流量差异小。采用分区域计算累加法与采用全区域总压静压平均值计算的冲压阻力最大差值仅为0. 09 kN,差异很小,两种方法在推力直接确定中都具有应用价值。     

基于附面层的摩擦阻力数值算法研究

利用附面层的速度型求解壁面的空气剪切应力,进而求得摩擦阻力,由此计算了一维层流平板边界层和二维层流NACA0012翼型的摩擦阻力.平板边界层计算结果同布拉修斯理论解相比较,吻合性良好.翼型计算结果同实验数据比较发现,小攻角气流不产生分离的情况下,摩擦阻力值与实验数据接近,随着迎角增大,分离区的扩展,压差阻力的比重增加,计算误差明显增加.     

渐开线直齿圆柱齿轮参数的测量与计算

本文阐述了渐开线直齿圆柱齿轮齿顶圆直径的测量与齿轮模数、变位系数、压力角等参数的确定方法和步骤.     

复合结构航空测量耙振动应变测量试验研究

研究了配装航空发动机进气道的常规测量耙和新研复合结构测量耙的组成结构。针对某型新研复合结构航空测量耙,开展了振动应变测量试验与研究。研究结果表明:复合结构航空测量耙危险振型为Y向一阶弯曲模态,最大应变出现在耙体根部截面,最大应变值为688.96με(换算为应力即139 MPa),远小于耙体材料的屈服极限。说明新研复合结构航空测量耙设计合理有效,为该类测量耙的研制及改进提供了必要依据。     

发动机进气道防冰计算方法研究

本文介绍了发动机进气道结冰的危害,阐述了进气道前缘与机翼防冰计算方法的差异,分析了发动机进气道防冰计算的技术难点,提供了相应的可行性解决方案,总结了国内外进气道前缘防冰计算的现状,并对国内进气道前缘防冰计算提出了若干建议。     

汽油机进气道参数化优化设计

针对汽油机进气道性能对缸内空气流动影响较大、传统经验优化主观性强且效率较低的问题,提出了一种基于气道局部变形及旋转的参数化优化方法。采用控制点对进气道局部变形及整体旋转进行控制从而实现进气道变形的参数化,并采用粒子图像测速对该模型进行了验证。对各控制变量及优化目标进行实验设计及贡献度分析,识别出对流量系数及滚流比贡献度较大的控制变量。以提高流量系数及滚流比为目标,采用第二代非劣排序遗传算法对识别的控制变量进行多目标优化,根据寻优结果得到性能最优的进气道几何模型。结果表明:优化后的进气道在滚流比基本不变的情况下,流量系数由0.490变为0.526,提升了7.35%,优化效果较好。所提方法能够一次性得到接近理论帕累托前沿的最优解集,并根据需求选择最优的进气道几何模型,实用性较强且效率较高。     

基于数值模拟的超声速进气道附加阻力计算方法研究

基于CFD数值模拟,提出了一种超声速进气道附加阻力的快速计算方法。以某三波系二元超声速进气道为对象,开展了实例分析。计算结果表明,本文提出的附加阻力计算方法简单易行,便于推广应用于真实三维进气道设计中,可综合评估进气道捕获来流的气动特性,包括攻角特性和导弹前弹体的干扰特性等,具有明显的实用性和应用前景。     

野外测量记录中计算方法浅探

在野外、井下进行的地形测量、工程测量和矿山测量等外业工作中经纬是不可少的测量器，而在使用经纬仪、水准仪的测量过程中，必须要通过一定数字的计算来检核观测成果的质量和求出观测的最终结果。对于简单的数字计算，笔者认为心算比比算计算器更快，且在野外也不用带草纸和计算器，更方便。所以有必要对记录员的心算进行训练，下面是笔者的实际体会供参考。     

虚拟仪器设计方法与信号参数测量原理

叙述了虚拟仪器中电压、电流、功率、频率、相位等电信号参数测量原理，介绍了以LabVIEW为开发平台的虚拟仪器硬件和软件的设计方法．能为虚拟仪器的设计起到指导作用．     

高超声速风洞进气道流量系数测量精度影响因素研究

进气道是飞行器动力装置的重要组成部分,准确测量进气道流量系数是进气道风洞试验的重要内容。对来流马赫数Ma=4.5,5.0和6.0状态下皮托管进气道开展流量系数测量研究,通过对比理论值和实测值,获取各状态流量系数修正系数。试验结果表明,随着来流马赫数增加,进气道流量系数与理论值偏差较明显,并逐渐增大。超声速风洞试验通常认为测量截面总温与来流总温相等,通过对测量截面总温与来流总温偏差以及测量截面流场畸变情况的分析,判断测量偏差主要是由测量截面总温等于来流总温的假设导致的。在高超声速风洞试验中,由于模型壁面热交换的存在,测量截面总温低于来流总温,进气道流量系数测量时需要进行总温修正,以提高流量测量精度。      

一种电机参数测算方法的探讨

本文探讨的方法——从描述电机瞬变过程的微分方程和某些电机参数的预估值出发,根据某种试验结果,利用优化方法,最终求得这些参数的准确值.本文对该方法的可行性进行了必要的数学分析,并在计算机上进行了模拟计算,结果是收敛的.     

崖门口外围垦与潮汐水道稳定性分析及数值计算

提出了河口围垦工程二维流场计算与上游河网一维计算联网的整体数学模型，解决了二维计算中围垦工程对口门外界水流的反馈影响，结合崖门出海航道围垦工程方案的数值计算，将Ｐ－Ａ关系用于口外围垦与通航水道的稳定性分析中，对围垦工程可能对出海航道产生的作用和影响进行了具体的计算分析预测。     

冲压增程弹用进气道试验与数值研究

对某冲压增程弹用超声速双锥进气道流场特性进行研究,在风洞试验中得到合理的流场结构图谱及试验数据.采用块结构网格与二阶精度流场分区求解技术,对该超声速进气道内外流场进行数值研究.通过数值模拟得到了对应于不同出口反压和攻角情况下,超声速进气道内外粘性流场复杂的波系结构,分析了进气道内外流场的形成过程.结果表明:数值模拟得到的流场结构波系图与风洞试验纹影图一致,并且进气道扩压段静压分布以及进气道出口位置的总压分布与试验结果基本一致.     

二维单一粗糙元对边界层转捩影响的实验

在风洞中对水平光滑平板以及加有粗糙元平板的边界层转捩进行了测量与研究,比较了不同情况下平板边界层内由振动梁激励生成的T-S波沿流向和法向强度的分布规律,得到了相应的振型、增长曲线以及中性曲线。实验中发现与光滑平板边界层的下端开放式的拇指型中性曲线相比较,有粗糙元平板的中性曲线为封闭式的环形曲线,随着粗糙元高度的进一步增加中性曲线收缩为更小的闭合环。     

光电薄膜的光学参数测试实验设计

文中就电子科技大学光电材料课程中关于薄膜的光学参数测试实验进行了探讨。实验系统通过计算机控制透射、反射光谱测试单元,达到测试薄膜光学参数的目的。通过实验可使学生掌握光谱测试系统的操作,强化学生综合能力的训练。     

线路参数自动检测系统数据的处理方法

给出一种非接触式铁路轨道线路参数检测系统的结构及功能,分析了各种线路参数的测量原理,并着重论述了用于检测线路方向和高低不平顺的弦测法和逆滤波原理及系统中采用的数据处理方法和逆滤波器实现技术.大量实验数据表明,该系统可靠性高,精度优于手工测量,完全满足铁路现场静态检测的要求.     

翼型试验阻力测量方法的数值计算研究

分析提出翼型风洞试验时通过翼型尾迹流场信息积分计算阻力的新计算方法,利用数值模拟方法计算多段翼型的流场信息,并以此为基础对传统的尾迹积分计算翼型阻力方法和提出的新方法进行数值比较分析以研究新方法的可行性和准确度.结果表明,在高升力构型(如多段翼型)试验时,相比传统的方法,新提出的方法能得到更准确的阻力值.     

特技飞行中姿态参数的测量研究

飞机的姿态参数是研究飞机飞行状态的重要依据,在特技飞行试验中尤为重要,目前飞行试验中飞机姿态参数的测量是由全姿态组合陀螺仪完成的.在大迎角、失速、尾旋等特技飞行试验中.机载陀螺仪输出的姿态参数经数据采集系统处理后与飞机真实飞行状态之间存在误差.通过研究飞机的飞行状态与姿态参数输出特点.分析了姿态参数测量误差存在的原因.利用换向器技术改变输出多值性的问题,并在特技飞行试验中对改进的方法进行了多次验证,以期对今后大迎角、失速、尾旋等高风险、高难度特技飞行试飞中姿态参数的测量起到借鉴与指导的作用,为保证新机试飞任务顺利完成、保障飞行员生命安全提供有效的参考依据.