基于BP神经网络算法的飞机发动机火警信号系统研究

针对某型飞机发动机火警探测系统存在误报率较高的问题,设计了基于BP神经网络算法的飞机发动机火警信号系统,采用了速率检测算法结合绝对温度的局部决策机制,构建了3层数据融合结构,进行了仿真验证.证明此种方法对解决发动机报警灵敏度和误报率之间的矛盾,具有较高的价值.     

跨音速翼型风洞模型区侧壁抽气的影响

引言 侧壁干扰是跨音速翼型风洞洞壁干扰的重要方面,减小它的方法主要是抽吸侧壁边界层。抽吸位置的选取有两种,在距模型前缘一定距离的侧壁处和模型区侧壁处。抽吸。适当的侧壁抽气可使模型区流场更接近于理想的二维流场,因此模型区侧壁抽气对空风洞流场的影响和对二维模型中央剖面压力分布的影响是最基本的问题,我们对它们进行了实验研究。     

可重复使用飞行器用低密度烧蚀防热涂层研究

通过简便、高效的方法合成了硅氮化合物,以此为固化剂,分别完成了轻量化组元和烧蚀维形组元研究,最终获得了热稳定性优异、高温下尺寸稳定性高、抗烧蚀性能好的可重复使用飞行器用低密度防热涂层。结果表明,该防热涂层经过有限次静态烧蚀,密度、质量保留率均趋于稳定,力学性能能够满足使用需求。涂层经过高达10次石英灯烧蚀考核,防隔热性能无下降;经过5次风洞烧蚀考核,防热涂层抗烧蚀、防隔热性能无下降,进一步证明该种防热涂层经过有限次重复使用,仍能够对飞行器起到良好的热防护作用。     

非定常激励下等离子体DBD诱导涡特性研究

在非定常激励下,等离子体DBD诱导涡是影响等离子体流动控制效果的关键因素,研究静止大气下DBD诱导涡结构特性对进一步理解等离子体DBD流动控制机理具有重要意义。采用高频PIV与高速纹影系统对静止大气下DBD诱导涡结构进行了研究,通过λ2法则分析了诱导涡涡核移动规律,获得了非定常激励下诱导涡的演化规律以及脉冲频率对诱导涡结构以及尺度的影响。在一定脉冲频率内,DBD诱导涡生成速率与脉冲频率一一对应,诱导涡涡核移动方向与壁面呈16°～21°,随着脉冲频率的增加,诱导涡尺度逐渐变小,且越来越靠近壁面。全文总结了不同脉冲频率下涡的相互作用以及黏性耗散对诱导涡发展过程的影响。     

跨声速翼型风洞开孔壁的简化模型数值模拟

以开孔壁翼型风洞为研究对象，构建简化的仿真模型，模拟开风洞孔壁附近及小孔内的流动，研究开孔壁对风洞试验的影响。研究了开孔壁流动的主要特征参数并建立多孔板模型，为进一步建立数值风洞模型及研究洞壁干扰提供参考。通过简化的孔壁模型，研究了开闭比等特征参数对风洞流场和翼型绕流的影响。构建了二维简化孔壁模型和多孔介质孔壁模型，并验证了以多孔板模型模拟孔壁风洞流场的可行性。本文建立了一种研究跨声速孔壁风洞的孔壁效应的数值方法，为跨声速孔壁风洞流场的模拟研究提供参考，为进一步构建可靠的风洞孔壁数值模拟数学模型提供一种研究思路。     

一种偏置动量轮在轨维护的变带宽控制方法

针对长寿命运行卫星在轨维护中出现的备份偏置动量轮离散性差异较大,导致俯仰角收敛缓慢的问题,在姿态现象分析的基础上,根据卫星姿态动力学原理,建立偏置动量轮工作模式下的俯仰姿态的PID(Proportion Integration Differentiation,比例积分微分)控制模型,并进行系统开环与闭环传递函数公式推导。然后在伯德图(Bode Diagram)基础上,重点分析相位裕量的敏感参数,给出俯仰姿态控制回路的带宽调整方法,实现变带宽控制。卫星偏置动量轮在轨切换维护的结果表明,通过及时调整PID参数,减小回路带宽,可以有效改善相位裕量,保持卫星控制性能,实现俯仰姿态快速收敛,且俯仰角控制精度优于0.03°,取得较好的应用效果。     

NF-6增压连续式跨声速风洞流场特性与标模试验

NF-6风洞是中国第一座增压连续式跨声速风洞。对NF-6风洞试验段流场特性进行了总结分析,研究结果表明该风洞具有优良的流场品质,总体上达到了设计要求,具备了承担型号和科研试验任务的能力。通过AGARD-B标模试验,进一步完善了NF-6风洞试验段流场品质校测项目,检验了该风洞的测力试验能力。NF-6风洞标模试验结果与国内外风洞试验数据吻合较好,试验精度和风洞平均气流偏角满足国军标要求,表明该风洞具备了测力试验的能力。     

NF-6增压连续式高速风洞压缩机喘振边界的确定

NF-6风洞是我国第一座增压连续式跨声速风洞,轴流压缩机是影响风洞安全运行和流场性能的重要因素之一。对国内首座增压连续式跨声速风洞压缩机喘振边界的确定进行试验研究。简要论述了喘振发生的机理及其危害以及确定喘振边界的重要性,讨论了压缩机逼喘过程及其原理以及风洞增压对喘振点（喘振边界）的影响;给出了控制风洞运行的压缩机喘振边界线、喘振预警线、安全保护线、防喘调节线及防喘振措施,为该座增压连续式风洞稳定运行奠定了基础,提供了安全保障。     

某复杂构型导弹高速风洞部件测力实验研究

在2m×2m超声速风洞开展了某复杂构型导弹部件测力实验研究,实验的迎角范围为-6°~10°,侧滑角范围为-6°~6°,测力部件包括保护罩、左侧翼、大整流罩和小整流罩等部件。使用五分量天平对保护罩在风洞实验中所受到的载荷进行了测量,并利用分断面缝隙处的压力测量结果对保护罩测力实验结果进行了修正,获得了保护罩在实验条件下的真实部件气动特性数据;使用3台三分量天平,直接获得了左侧翼、大整流罩和小整流罩在实验条件下的部件气动特性数据。研究结果表明：实验结果可以作为结构设计的依据;保护罩测力实验结果修正方法合理可行,能够为今后类似部件测力实验结果的修正提供借鉴。     

鸭翼对盒式翼布局气动特性的影响研究

盒式翼布局带有前置鸭翼对飞机纵向力矩特性产生显著的影响。针对某盒式翼布局无人机,采用数值模拟方法研究鸭翼对盒式翼布局气动性能的影响,以及鸭翼安装角、鸭翼沿机身轴线的纵向位置和鸭翼面积对巡航状态下盒式翼布局气动性能的影响。结果表明:鸭翼可以提高盒式翼布局的最大升力系数和失速迎角,可以有效地调节纵向力矩,但是会使最大升阻比略微减小;在巡航迎角3°、巡航速度50m/s状态下,鸭翼安装角和鸭翼面积对盒式翼布局气动特性影响较大,而鸭翼纵向位置对盒式翼布局气动特性影响较小。综合考虑鸭翼的上述参数,可以显著提高盒式翼布局的气动性能。