脉冲爆震发动机净推力系数研究

研究脉冲爆震发动机(Pulse detonatlon engine．PDE)净推力系数的变化规律。净推力系数为PDE发出的净推力与毛推力的比值．通过运用以试验结果为基础的简化假设和经验公式，推导出计算模型，并通过该模型分别计算了管径为150mm、长度为1．2m和管径为180mm、长度为1．6，1．8m的带不同结构类型气动阀的PDE的净推力系数，得出不同结构气动阀的PDE净推力系数随飞行速度的变化曲线，用管径为150mm、长度为1．2m，带径向双旋流气动阀的PDE性能试验进行了验证．试验证明该简化计算模型对实际PDE设计有着重要指导意义。     

脉冲爆震发动机模型机平均推力特性计算与实验研究

针对如何确定脉冲爆震发动机平均推力的问题，介绍了体积比冲估算法、推力壁压力曲线积分法和弹簧-质量-阻尼系统法的计算与测量原理。建立了PDE模型机推力测试台架系统。同时采用推力壁压力曲线积分法和弹簧-质量-阻尼系统法对一PDE模型机在不同频率多循环工况下的平均推力特性进行实验研究。对比分析了体积比冲估算法、推力壁压力曲线积分法和弹簧-质量-阻尼系统法所获得的PDE模型机平均推力计算值与实验值，发现：PDE模型机的平均推力随工作频率的升高基本上呈线性增加；同一工作频率下，采用体积比冲估算法得到的平均推力最大，推力壁压力曲线积分法次之，弹簧-质量-阻尼系统法最小；PDE模型机平均推力应处于推力壁压力曲线积分法与弹簧-质量-阻尼系统法所测推力之间。     

流体推力矢量技术研究综述

流体推力矢量技术不采用机械偏转，以流动控制方式实现推力转向，有望成为一种更加高效的推力矢量控制方法。目前实现流体推力矢量的主要方法有激波矢量法、双喉道方法、逆流控制方法和同向流方法等，对以上方法选择具有共性的计算与试验数据，对喷管的推力矢量效率、推力损失和流量系数进行了对比分析。结果表明激波矢量方法、双喉道方法和逆流方法能够在大落压比范围内（NPR=1.89~10）实现推力矢量控制，并且具有俯仰/偏航耦合甚至多轴控制的潜力。相比激波矢量法和逆流方法，双喉道和同向流方法在减少推力损失和提高矢量效率上占有优势，不足之处是双喉道方法对喉道进行控制限制了流量系数，而同向流方法的适用落压比范围受到严重限制。为寻求更加高效的矢量喷管技术，国内外相继发展了多种新概念流体推力矢量方法，对每种方法的控制原理、潜在优势和存在的问题挑战进行了探讨，新方法着眼于从喷流出口下游进行控制，对主流的干扰很小，值得深入研究，同时也为流体推力矢量的下一步研究方向提供了借鉴参考。     

基于相关性分析和神经网络的直接推力控制

传统的发动机控制是将一些可测量参数作为被控制量，如转速和压比，因为可由它们推算出推力。但由于推算的过程不准确，为保证发动机安全运行，在发动机的设计过程中常常保留了较大的裕度。而直接推力控制可以降低这些裕度，充分发挥发动机的性能。针对在飞行中推力无法直接测量的情况，本文使用了相关性分析和神经网络技术设计了非线性推力估计器，使用若干测量参数作为输入，实时计算出发动机的推力值。并针对发动机使用的实际情况，使设计出的估计器不但可以估计额定发动机的推力，而且可以估计非额定发动机的推力。在仿真结果中，估计出的推力跟踪上了正常和非额定发动机的推力。     

基于遗传算法的变桨型风力机翼型设计

从提高叶片效率和降低叶片输出载荷两方面对翼型的设计要求进行了分析,并直接以叶片的综合性能为目标,采用遗传算法耦合XFOIL进行翼型的优化设计,最终以计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)的计算结果作为翼型性能的评价依据,设计了相对厚度从18%到30%四个风力机专用翼型。从理论上分析了翼型形状改变与性能改善之间的对应关系。结果显示,与行业内成熟的翼型相比,新翼型在效率控制区内能取得更好的升阻力特性,同时在载荷控制区内能减小升力系数,因而采用该族翼型能够在提高叶片的发电量同时减小叶片的输出载荷,为叶片带来更好的综合性能。     

矢量喷管静推力精确测量试验技术研究

详细论述了矢量喷管静推力精确测量试验技术的原理、所需设备以及试验方法，该技术主要模拟喷管模型喷流落压比以及出口马赫数相似参数，将模型安装在推力测量平台的真空试验舱中，同时利用外式天平进行矢量喷管气动力的精确测量。试验数据经过流量修正、安装姿态修正、基于橡胶膜片的空气桥系统对于天平的压力影响以及流量影响修正之后，即可以得到较为精确的矢量喷管静推力值、推力系数以及矢量角等参数。试验结果表明:在推力测量平台进行矢量喷管静推力测量试验，轴向、法向推力系数以及矢量角随落压比的变化规律正确，试验精度满足国军标要求，达到型号应用水平。     

Boosting稀疏最小二乘支持向量回归机及其在推力估计中的应用

为实现航空发动机的直接推力控制代替传统的基于传感器的液压机械式控制，本文使用boosting技术提升最小二乘支持向量回归机的性能设计了推力估计器。在使用boosting的过程中，有两点与传统方法不同：（1）为了在建立稀疏最小二乘支持向量回归机的时候使数值计算更稳定，使用无放回抽取；（2）为了实现最小二乘支持向量回归机的稀疏性和降低计算的复杂度，用训练数据集的一个子集来建立最小二乘支持向量回归机，不再使用全部训练数据。仿真实验表明，基于boosting稀疏最小二乘支持向量回归机的推力估计器能够满足直接推力控制的需要，即估计推力相对误差不大于5‰。     

高温高原机场发动机起飞增推力装置分析

介绍了影响航空发动机起飞推力的主要因素,总结了外界温度、排气温度与推力之间的关系。介绍了新型增推力技术BUMP的基本情况和原理,对某型发动机在高温机场使用与未使用BUMP技术的相关数据进行了比较,并总结了使用增推力技术时应注意的问题。     

双喉道推力矢量喷管的气动性能数值模拟

对双喉道推力矢量喷管的流动特性和气动性能进行了数值模拟研究，分析了在有无推力矢量情况下，双喉道喷管的主流落压比(Nozzle pressure ratio,NPR)和二次流流量对喷管的气动性能与内部流动特性的影响。研究结果表明，在无推力矢量状态下，双喉道喷管在落压比NPR=3.0~4.0之间具有最优的推力系数和流量系数，分别为0.974和0.935。在有推力矢量状态下，双喉道喷管在NPR=4.0时具有最优的推力矢量角和推力系数，其推力矢量角最高为16.1°。当二次流流量为4时，推力矢量角为14.6°，推力系数为0.95。随着二次流流量的增加，双喉道喷管的推力矢量角逐渐增加，但是当增加到一定值之后，推力矢量角会逐渐减小。在相同的二次流流量下，随着主喷管落压比的增加，推力矢量角和推力矢量效率逐渐降低。随着主喷管落压比的增加，双喉道喷管的推力系数逐渐升高，在NPR=4.0达到最大值后逐渐降低。流量系数随着主喷管落压比的增加逐渐增大，但是在NPR=4.0以后，流量系数的变化趋于稳定。     

应用扩展连续算法研究推力矢量飞机动力学特性

应用扩展的分支和连续算法对推力矢量控制飞机的飞行运动力学特性进行了研究。与标准的分支和连续算法不同，扩展后的分支和连续算法可用于计算飞机特定配平状态的连续曲线，所以不仅能获得飞行性能指标，同时可确定飞机的稳定性。本中扩展分支和连续算法被用于检验推力矢量控制律的有效性，确定了飞行包线边界，分析了配平飞行的稳定性的操纵性以及预测飞行偏离。结果表明，扩展连续方法可获得大量的飞行动力学信息，在推力矢量控制飞机的初步设计中具有广泛的应用前景。     

不同截面细长体大迎角非对称流流态及侧力特性研究

无人驾驶战斗机将是未来战斗机发展的可能方向,为了隐身及其他目的,飞翼布局是一种可供选择的形式。这时机身不很细长,在大迎角下的非对称涡将不会出现多涡系,而涡破裂现象会影响机身涡的非对称性及气动特性。提出了在风洞及水洞中进行的不同截面形状的细长机身的实验结果。讨论了迎角、滚转角及截面形状对机身侧力的影响,并结合流态对实验结果进行了分析,有助于加深对这类机身气动力产生机理的了解。     

论铅球投掷角度的问题

本文用推导与实验相结合的方法,研究了推力的大小与投掷角的变化对投掷效果的影响,即推力与投掷角是自变量,而出手初速度是因变量。所取得的结论是最佳投掷角的大小,因人而异,推力大则最佳投掷角应大些(但不超过40°),反之则较小。全力投掷其距离在4.5～24m范围内,对应的最佳投掷角是12°～4°。     

结构动力学疲劳损伤等效关系的研究

弹（箭）体结构件在飞行过程中承受振动载荷作用,不同振动量级、振动时间下的疲劳损伤等效是快速评估结构环境适应性的重要手段。本文基于Miner准则和材料S-N曲线,得到疲劳损伤等效的定量关系,对MIL—STD-810F中的相关表述进行了澄清及讨论,介绍了等效关系在加速试验及可靠性试验中的应用。     

新颖正激推挽电路的研究及工程实现

介绍了一种新颖的正激推挽变换器。详细分析了它的工作原理 ,并和推挽电路作对比。由于它能抑制推挽变换器特有的铁心偏磁及开关管上高的电压尖峰 ,从而可以采用电压型控制方案 ,简化了控制方式 ,同时降低了对器件一致性的要求 ,使本电路的变换器产品便于批量生产。最后通过对 2 8.5 V输入、75 V输出 1 k W DC/ DC变换器的研制 ,对该电路拓扑进行了实验验证 ,试验结果表明 ,正激推挽电路在低压输入应用场合有较大的优势     

一种地下壳体结构内力和变形的简化计算

对锚喷与金属支架联合支护结构的内力和变形 ,本文根据壳体理论提出了一种简化力学模型 ,建立起它的微分方程并推导出简化计算公式。同时 ,结合工程实例对这种联合支护结构的内力和变形特点进行了分析 ,讨论了它的危险截面位置和强度设计的控制因素 ,为其结构设计提供理论基础     

串置双五分量天平的研制

本文介绍风洞应变天平中首次研制成功的一台串置双五分量天平。串置双天平由一块钢材制成。O_1天平固定在 O_2天平的受力端。O_2天平既能测量左平尾载荷,又能传递由 O_1天平测量的右平尾载荷。正确分析两台天平的受力传力路线和弹性变形的综合位移量,用严谨的数学公式描述两台天平测量的力和传递的力。对这两种力进行数学分解,形成数学模型,写出天平静校公式的数学表达式,并据此研制天平静校设备,分析天平在各分力作用下的弹性位移,写出弹性角公式。上述各点是串置双天平的核心问题。最后经风洞引导性实验证明,串置双天平的原理、方案、受力分析、静校公式等都是正确的。在国内外,串置双天平第一次用于风洞实验,获得了初步成功。     

基于Hilbert变换和跟踪滤波的正弦扫描数据处理方法研究

提出一种针对正弦扫描时间历程数据频谱后处理方法,此方法对控制仪驱动信号进行Hilbert变换获取时间-频率曲线,利用驱动信号与响应信号频率同步的特性,对响应信号进行跟踪滤波获取时间-响应幅值曲线,并最终获得响应信号的频谱。此方法不依赖振动控制仪和带有COLA通道的数据采集系统,并可有效避免正弦约减法等方法带来的泄露和精度不高等问题。     

振动环境试验力参数测量技术研究

目前美欧航天界在航天器振动环境试验中，已将采用力限制控制技术形成一项技术标准，主要目的是减少试验中造成过试验的几率，我国航天部门也开始针对此项技术进行应用研究。在力限制控制技术中如何保证力参数测量的实施和准确性是进行此项研究的关键技术之一，文中主要介绍在此项研究中多分量力参数测量的实施过程，及测量的数据结果和数据分析，目的是对振动试验环境使用测力单元进行力参数测量技术进行一次总结，为进一步开展力参数测量技术的研究积累经验。     

基于径向基神经网络的有限元模型修正研究

设计参数型有限元模型修正属于结构动力学反问题，其理论基础是将结构的特征量视为设计参数的函数。然后依据特征量对设计参数的一阶导数信息进行迭代求解。本文提出了一种基于径向基神经网络的有限元模型修正方法，把模型修正归结为正问题进行研究。首先将特征量视为自变量．设计参数视为因变量，以径向基神经网络逼近两者之间的非线性映射关系，然后利用神经网络的泛化特性直接求解设计参数的目标值。不但无需迭代求解，而且避开了反问题所面临的复杂的非线性优化计算。GARTEUR飞机模型仿真研究的结果表明．修正后设计参数误差在2％以内，模态频率误差在1％以内。     

剪切气流驱动液滴运动的受力分析

实验研究了剪切流驱动的液滴在固体表面上起始运动的受力机理.工作中使用一系列液体和固体表面来获得不同的液滴接触角,并在小型风洞中进行实验.实验中对液滴的启动气流速度进行了测量,并综合各种起始时刻的参数信息,建立了一个关于液滴接触线表面张力和剪切气流拖拽力平衡的数学模型,揭示了液滴脱落时刻的受力情况.所建立的模型更适合液滴1变形情况,但对于其它类似情况的剪切气流驱动液滴运动也能够进行合理的描述.