大扭曲叶片整体涡轮电解加工工艺研究

研究用展成电解工艺进行大扭曲度整体涡轮叶片的机械加工，对涡轮叶片型面进行数据处理，用软件方式实现电解加工的多轴联动进给；分析叶片电解过程成形规律，合理设计阴极、流场，解决大扭曲叶片加工的叶背二次腐蚀、出口短路等关键工艺问题，试验可稳定达到工序精度要求，并可批量生产。     

双模态冲压发动机高超进气道的实验研究

设计了侧压角为6°,后掠角45°,斜楔板压缩角分别为4°和8°的两套带隔离段的高超三维侧压式进气道,通过风洞实验研究了来流马赫数、出口反压、斜楔板压缩角以及隔离段等对进气道性能的影响.实验结果表明,在高来流马赫数及较小的斜楔板压缩角时,进气道的流量系数、总压恢复系数较高.总增压比在不同斜楔板压缩角时基本保持不变.     

旋转条件下半封闭空间内多孔冲击平均换热特性实验

通过实验研究了冲击雷诺数Rej、旋转雷诺数Reω、以及冲击孔的排列方式、冲击孔到靶板之间的距离等参数,对旋转条件下半封闭空间内多孔冲击平均换热特性的影响.实验结果表明:随着冲击雷诺数的增大,多孔冲击的平均Nu数显著提高;随着旋转雷诺数的增大,平均Nu数稍有提高,但变化幅度不大;冲击孔的排列方式对平均换热效果也有一定的影响,叉排式稍优于顺排式;并且实验得出,冲击孔到靶板之间的距离为4倍冲击孔直径时多孔冲击平均换热效果最佳.     

脉冲爆震发动机工作过程控制和协调试验

利用开环控制系统,在直径180mm,长度2000mm,采用气动阀模拟飞行进气、燃用汽油的脉冲爆震发动机(PDE)样机上,对PDE的工作过程控制和协调进行了试验研究,得到了在不同的PDE工作过程时间分配下的试验结果,由此详细分析了在开环控制的情况下,PDE协调工作的条件及不能正常工作的原因,为PDE的设计和控制系统的研制提供重要的参考价值。     

直升机机动飞行仿真的气动建模及试验研究

 建立了适用于直升机机动飞行仿真的动力学模型。为了提高模型的真实度,着重通过瞬态操纵实验研究建立了旋翼非定常气动模型;又通过旋翼/ 机身气动干扰试验研究,并运用神经网络技术建立了一种新的机身气动力模型。使用该仿真模型做出的UH260A 直升机仿真计算结果与飞行试验数据符合良好。     

新一代歼击机超机动飞行的动态逆控制

 根据反馈线性化理论, 讨论了神经网络自适应非线性动态逆控制设计。首先根据时标分离原则, 采用动态逆方法设计快回路和慢回路控制器; 其次提出基于模型逆的神经网络非线性直接自适应控制方案, 设计一种在线神经网络用于补偿模型逆误差。仿真表明, 该控制方案具有较好的自适应能力和鲁棒性。     

基于CORBA实现专业领域软件在网络环境下的集成

如何有效地将已有系统集成或移植到新系统中 ,是集成系统开发中提出的一个重要问题。本文基于CORBA技术探讨如何实现遗留系统集成的方法 ,并通过实例重点阐述如何将已有的系统封装成CORBA对象的步骤。     

流线追踪Busemann进气道设计参数的选择

为了研究型面设计马赫数、唇口偏移量对流线追踪Busemann进气道设计点性能的影响规律,寻求最佳性能的进气道,对设计马赫数为6,具有不同型面设计马赫数和唇口偏移量的流线追踪进气道进行了数值模拟。研究表明:选取低于马赫数6的型面设计马赫数,可获得较高的流量系数和增压比,而其压缩效率并不低;进气道唇口偏移量增大,会导致流量系数、增压比变小,但却有利于减小进气道内的分离程度,还会影响隔离段内的流动,因此唇口偏移量的选取需要综合考虑。     

凹型面埋入式涡流发生器控制分离流

本文介绍了一种新型的凹型面埋入式涡流发生器的工作机理。并介绍在一个小宽高比二元单边凹壁亚声扩压壁前段出现气流分离,角落区域有倒流的情况下,采用适当几何参数的该型式涡流发生器大大减小分离区的范围,从而提高了扩压器静压恢复系数和减小总压损失系数的试验结果。     

声学风洞的设计

介绍声学风洞设计理论，重点阐述流场和声场以及声学测量中值得注意的一些问题，包括；声学风洞的定义；低速声学风洞和高速声学风洞的特点，关于设计方法；全新声学风洞的设计和常规风洞改造成声学风洞，设计遇到的声折射、声散射、流动振荡，消声大厅的回流，频率范围以及风扇叶片的失速问题；试验段的霍尔数以及提高霍尔数的方法；风洞消声器及降低风洞背景噪声的方法。本文还以ＮＨ－２风洞为例，简单讨论了常规风洞改造成声学风