控制棒驱动机构(CRDM)运行期间,磁轭线圈产生热量,由于驱动机构之间间隙较小,自然通风的散热效果不佳,为使驱动机构正常工作,工程上主要采用冷却风机对驱动机构进行强制对流散热。通过搭建CRDM冷却系统1/2缩比台架,对围筒内部各磁轭通道的冷却风速及其分布,在不同数量风机运行工况下的表现进行试验研究。并在两台风机同时运行工况下,进行全尺寸流场有限元分析与缩比模型试验结果对比,验证试验与理论分析具有一致性。该试验确定了冷却通风分布的均匀性和系统整体风阻,为工程实践提供依据,同时验证了原工程设计的合理性和经济性,确认工程选型风机可满足冷却系统需要。

为了确定在实际飞行条件下,当发动机状态变化时,进排气系统损失对飞机气动特性的影响,针对翼吊短舱形式的发动机开展了缩比模型风洞试验,分别进行了巡航构型与起飞构型,马赫数0.1,0.15,0.2,攻角0°~15°,发动机外涵喷管落压比1.22,1.32,1.44,1.53,1.61等条件下的风洞试验。通过数据分析,明确了该类型发动机推/阻划分的基本方法,分析了发动机状态变化时飞机气动特性的改变及修正方法。风洞试验结果表明:发动机状态变化对飞机升阻特性影响明显,必须建立合理的推/阻划分体系,对实际使用条件下,发动机状态变化引起的进排气损失进行修正,通过本文建立的推/阻划分体系,计算得到的发动机安装净推力与风洞试验结果最大偏差为1.6%。

介绍500 m口径大型射电望远镜(LT)的50 m缩比模型,给出基于索长控制的馈源舱位姿运动规划方法.数值算例和现场CCD光学检测表明,给出的方法正确可行.此方法在舱体运动闭环控制的实施中起到了关键的技术支撑作用.

针对三坐标测量设备测量机翼缩比模型,大展弦比机翼模型产生大变形时测量点与加载点不统一,加载方向发生变化等问题,从解析几何与有限元角度,开展机翼缩比模型的刚度反求研究。首先,以测量的形变数据与测量点坐标建立面密度函数;然后,通过所提出的实测点回归方法计算实测点的位置坐标信息,再通过坐标信息计算实测点的位移并构造类似有限元的网格结构;将模型按刚心轴简化为悬臂梁,反求悬臂梁的材料属性并计算弹性模型仅在竖直方向力作用下的变形值,从而修正测量数据;最后按照静力等效原则对实际测量坐标下的网格进行等效节点载荷计算,得出模型修正刚度值。经过平板以及变厚度弹性模型有限元验证以及试验分析,结果显示所提出的方法在结构相对变形超过7%时可降低试验误差,为机翼设计制造验证提供数据支持。

通过对高楼(100多米)楼顶微波塔，采用相似原理及环境模拟的方法对微波塔的缩比模型，进行了风洞实验研究，测量微波塔在不同风速及风向角下的气动力特性。研究分析得到楼顶微波塔塔基连接部的受力参数等，为微波塔工程设计应用提供可靠的依据。