基于PSO算法的航空发动机起动燃油控制

针对航空发动机起动过程燃油流量优化控制的实时性要求, 提出一种新的航空发动机起动燃油控制方法——基于粒子群优化（PSO）算法的非线性预测控制.该方法在建立最小二乘支持向量机（LS-SVM）预测模型的基础上, 运用PSO算法实现其滚动优化功能.经实例验证, 燃油流量经过PSO算法优化控制后, 高低压转子转速的超调量减小, 并且其稳定的时间比没有经过优化控制的要快上56 s.由仿真结果可知, 该方法可以用于航空发动机起动过程燃油控制, 当给定的约束条件足够精确时, 能以较高的精度计算出最佳供油规律.      

非线性颤振极限环稳定性判别的复数正规形法

研究了一类含立方非线性二元机翼颤振系统的分岔现象.应用Hopf分岔定理验证了系统在颤振临界点必发生Hopf分岔.利用中心流形定理将系统降维, 然后应用Hopf分叉的复数正规形法判别了极限环的稳定性, 所得结果与数值解吻合.      

在尾流激振情况下叶片振动应力预估技术

研究了前排静子叶片的尾流对后排转子叶片振动的影响.采用参数多项式方法和振荡流体力学理论, 求解静子叶片后的尾流场及尾流场作用下转子叶片通道内的非定常流场.把非定常气动分析给出的压力场, 转化为结构动力分析中的载荷压力场形式.根据试验结果得出响应分析中的阻尼, 先求解出各阶谐波作用下转子叶片的响应结果, 再把各阶响应结果进行叠加, 得到总响应.从流场求解到响应求解, 为工程应用初步建立起了一个尾流激振情况下叶片振动应力预估的半经验方法.      

高位垂直进气转静系旋转盘腔流场的实验

利用粒子图像测速技术(简称PIV)对高位垂直进气的转静系旋转盘腔流场进行了实验研究.该盘腔由一个旋转盘、一个静止盘及静止的外围盘罩组成.实验结果表明:PIV粒子成像技术可以应用于旋转盘腔结构的流场测试, 在本实验的工况范围内, 大部分区域的流动已为湍流, 两盘间的流动结构明显具有Batch-elor流型的特点, 转盘和静盘两个表面附近形成各自独立的边界层, 两边界层之间有一个旋转核心, 核心区内旋流系数β比大间隙封闭系统湍流流动时旋流系数的值0.43要小.流量系数和旋转雷诺数的变化对旋流系数β的影响较小, 但转静间隙的变化对β的影响较为显著.      

基于变旋翼转速的涡轴发动机优化控制

研究了涡轴发动机/旋翼一体化优化控制问题, 分析了直升机旋翼需用功率与涡轴发动机工况的关系, 旋翼转速、旋翼总距、纵向周期变距及横向周期变距对旋翼需用功率的影响.以最小旋翼需用功率为目标函数, 用线性规划算法进行发动机/旋翼性能寻优.进行了巡航状态下变旋翼转速的涡轴发动机优化的数字仿真实验, 仿真结果表明在巡航状态应用变旋翼转速的涡轴发动机优化, 可以降低油耗1.5%～5.5%, 同时降低涡轮温度4.4～16℃, 具有实际应用价值.      

气体二次喷射推力矢量控制的响应面优化设计

采用基于部分正交多项式的响应面法结合数值模拟试验对某实验发动机气体二次喷射推力矢量控制系统进行优化设计, 结果表明:这种优化方法可以减少为得到近似函数式而对主/次流干扰流场进行计算的次数, 节省计算时间, 能方便地对气体二次喷射系统各个参数进行优化与分析.      

磁悬浮助推发射气动力分析及风洞试验

通过分析磁悬浮助推发射装置的空气动力特征, 提出了其气动外形设计的合理原则.分析了磁悬浮橇体和支撑分离机构的气动外形方案, 并确定了优化的气动外形设计参数值.考虑地面效应模拟的同时, 在FD-06风洞中进行了缩比模型试验.结果表明, 升阻力系数随着马赫数或运载器迎角的增大而增大, 装置有上仰的趋势, 迎角为0°时, 阻力系数较小, 各系数的变化也较小.      

用于概念设计的离心泵叶轮多目标优化

用两种多目标优化方法对某型液体火箭发动机氧化剂泵叶轮进行多目标优化设计.在优化过程中, 以泵的扬程、效率和泵质量为优化目标, 对叶轮的主要几何参数进行优化.用NCGA(Neighborhood Culti-vation Genetic Algorithm)方法得到优化问题的Pareto前沿;用超传递近似法得到分目标的最佳权值, 进而采用评价函数法求出优化问题的最佳设计值.并分析了主要结构参数对泵性能参数的影响.      

损伤力学方法在材料低周疲劳试验中的应用研究

考察了低周疲劳过程中的弹性模量和应力随循环次数的变化.研究表明:可以用弹性模量和应力的变化来反映材料的低周疲劳损伤过程.对没有明显循环稳定阶段并表现为循环软化响应行为的材料, 不适合用应力的变化来定量的反映材料低周疲劳的损伤过程.用弹性模量随循环次数的演化关系得到了不同应变水平下材料的疲劳裂纹萌生寿命, 并用三参数幂函数方程对应变与疲劳裂纹萌生寿命进行了拟合处理, 得到了应变与疲劳裂纹萌生寿命方程.      

一种新颖的燃烧室出口温度场调试方法

以某小型回流燃烧室为基础验证平台, 试验研究改变燃油喷嘴插入火焰筒涡流器组件深度对燃烧室出口温度场的影响, 并对试验结果进行了比较和分析.结果表明:对同一燃烧室, 燃油喷嘴与火焰筒涡流器组件之间有一个最佳的轴向位置, 此时的燃烧室的出口温度分布系数最小;在相同的燃烧室工作状态, 采用不同喷雾锥角的燃油喷嘴, 这个最佳位置不同.该研究为燃烧室出口温度场的调试及燃烧室的研制提供了一条有效的技术途径.