多孔层板换热特性实验研究

本实验选取了一种典型结构的多孔层板作为研究对象 ,进行了换热特性实验研究。研究了改变冷热气流吹风比对该型层板冷却效果的影响。另外 ,对该型多孔层板的冷却效果沿中轴线顺气流方向的变化规律也作了深入的研究。并给出了层板局部 N ux 和冷却效果 E关于局部 Rex 及冷热气流吹风比 M的数学拟合表达式。     

基于自适应模拟退火遗传算法的月球软着陆轨道优化

 将自适应遗传算法与模拟退火算法相结合，形成一种自适应模拟退火遗传算法。该算法不但具备了自适应遗传算法的强大全局搜索能力，也拥有模拟退火算法的强大局部搜索能力。针对月球软着陆轨道优化的特点，利用一种新的参数化方法将轨道优化问题转换为非线性规划问题，并应用提出的自适应模拟退火遗传算法进行优化。数值结果表明：该算法的收敛速度快，优化精度高，且避免了初值敏感、病态梯度和局部收敛等问题，能够搜索到全局最优轨道。     

同向旋转盘间换热特性的实验研究

本文将实际发动机高、低压涡轮盘简化成几何形状相对简单的中心轴向进气、径向出气、两盘以不同速度同向旋转的旋转盘系统。用实验方法研究了冷气流量、转速以及两盘间隙对旋转盘间换热的影响规律,并对结果进行了相应的分析。     

直接力控制的特征结构配置法

以现代控制理论和飞行力学原理为基础，针对直接力控制器设计中存在的模态耦合问题，提出一种应用状态反特征结构配置进行解耦的方法，并出相应的公式。分析表明，用此方法对系统的极点和特征向量可以进行希望的配置。并能达到设计要求，同时仿真结果说明，用状态反馈特征结构配置法设计的控制系统比用线性二次型调节器（LQR）方法设计的控制系统解耦性能好，响应速度快，并且解决了输出反馈特征结构配置不能确保闭环系统稳定的问题。     

基于专家系统的飞控计划自动生成中的冲突消解

本文针对载人航天飞行试验飞控计划自动生成中存在的冲突问题，提出通过建立对基于专家系统的飞控计划中事件执行主体设置不同优先级的冲突消解策略，以及该冲突消解策略的形式化生成、表示、执行，最终成功解决载人航天飞控计划的冲突问题。在载人航天系统的模拟试验中，证明该方法能高效动态生成飞控计划。     

透射式水工质的高耦合效率激光推进模式

为了提高激光推进的耦合效率,防止光学器件污染,提出了透射式液体工质的激光推进模式。在这种推进模式中,Nd:YAG固体激光器中产生的450 mJ,7 ns激光穿过透明的玻璃基底后,与燃烧室中的液体推进剂相互作用,产生的等离子体在玻璃基底、燃烧室和液体推进剂的约束下膨胀,产生很高效率的动量转换,使靶获得初速度。纯水和黑墨水分别被用作推进剂,通过比较实验结果发现,在这种模式中墨水比水更适合做推进剂。通过改变燃烧室的长度和孔径,得到的耦合系数的最大值为17 858.3 N/MW。     

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.     

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。     

气动参数对后台阶三维缝隙换热影响的研究

针对涡轮叶片尾缘冷却结构特点,建立了后台阶三维缝隙结构气膜冷却特性试验台,测量了缝隙中心和肋中心下游换热系数的局部分布,研究了不同雷诺数Re(5000~15000)与吹风比Br(0.5~2.0)对换热系数的影响规律,试验结果表明:(1)出口的换热系数总体呈下降趋势,但在肋后中心线略有起伏;(2)随着Re的增大,换热系数增大,随着Br的增大,换热系数减小;(3)在靠近出口位置,由于热边界层与三维掺混特性流场的影响,使得换热变得复杂。     

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