带壁面射流燃烧室燃烧数值模拟

利用基于非结构化网格有限体积法对三维有壁面射流的燃烧室内两相流动和燃烧进行了数值研究.对气相流动在Euler坐标系下求解,而对液滴相则利用Lagrange方法进行追踪求解.计算区域采用四面体网格进行划分,气相流场用SIMPLEC计算方法,对液滴相采用了欧拉隐式方法.考虑了液滴相与气相的完全双向耦合作用,分别采用了Spalding液滴蒸发模型和涡破碎(EBU)燃烧模型,数值计算结果与文献中实验数据吻合较好.      

利用一维像序列时域差分估计目标进动频率

针对弹道目标识别中目标运动特征参数估计问题,提出一种一维距离像（HRRP）序列时域差分目标进动频率估计方法,该方法首先对一维距离像进行归一化处理,利用峰值法对齐相邻一维距离像,然后计算相邻一维距离像之间的差分值,获得相邻一维距离像差分值序列,最后采用快速傅里叶变换（FFT）从该差分值序列中估计目标进动频率。该方法具有以下优点：利用相邻一维距离像差分值序列能够增强目标进动频率成份,降低其他频率成份,更有利于进动频率的估计;只需要对齐相邻2个一维距离像,而避免了对齐一维距离像序列所带来的问题。利用由FEKO软件计算的进动目标宽带一维距离像仿真数据进行了实验,结果表明所提方法比常规的加权累积法更有效,估计精度更高。     

高过载条件下绝热层烧蚀实验方法研究 (Ⅰ)方案论证及数值模拟

分析了高过载对固体火箭发动机流场和绝热层烧蚀的影响规律，提出一种新的研究思路：采用数值模拟方法来预示发动机三维两相流场，建立高过载流场模拟实验装置，开展绝热层烧蚀实验，建立高过载条件下的绝热层烧蚀模型，在此基础上发展高过载发动机绝热层设计和烧蚀预示方法。其中关键技术是高过载流场的模拟，对粒子加入法和弯管分离法两种方案进行了论证，认为弯管分离法原理上是可行的。为了验证这种方案的可行性，开展了弯管通道两相流的数值模拟研究，计算结果表明弯管装置具有使凝相粒子聚集形成高浓度粒子流的功能。     

弹性环刚度特性研究

本文针对两种弹性环刚度的计算方法——解析法和有限元法进行了对比,分析了各自的适用条件,并基于有限元法分析了涡动角、凸台参数和配合间隙对弹性环刚度的影响,为弹性环的结构设计提供了参考。     

ARMAX模型参数估计的新两步法

 本文提出了一种ARMAX模型参数估计的新两步法。这种方法与其它递推估计方法（如增广矩阵法,极大似然法,Durbin两步法、三步法等）比较,具有较好的收敛特性,对参数的估计,特别是对C参数的估计比较精确,这是利用其它方法,一直未能很好解决的一个难题。     

飞艇动导数与附加质量相互融合的方法

飞艇的动导数和附加质量分别表征其在有黏流和无旋无环流中所受非定常气动力/力矩。为了解决在飞艇建模中这两种气动系数的融合问题，分别研究了动导数和附加质量的成分划分问题以及同成分气动系数的融合方法。通过介绍能同时兼容有黏流和无旋无环流的气动力和力矩分析理论，得出同成分气动力/力矩融合时应当取有黏流中的结果并摒弃对应的无旋无环流结果。通过研究气动力/力矩与运动体当前运动参数的关联性，建立依据当前运动参数划分气动力/力矩或气动系数的方法。为了使两种流场中的气动系数分类方法相同，对飞艇的当前运动参数进行重构，使得气动系数在两种流场中均可按重构后运动参数明确划分和计算。根据研究结果，建立了一种动导数与附加质量的新融合方法，并讨论了它与现有文献方法的差异。通过算例分析不同融合方法对飞艇纵向扰动运动特性的影响，说明采用新融合方法的必要性。     

跨音速透平叶栅多目标优化设计

本文在应用二维Euler方程及边界层方程相结合的跨音速粘流的计算方法基础上,以叶栅损失和做功能力为目标函数,采用无量纲化的多目标最小偏差法构造统一函数,然后采用可变容差法进行优化求得较为满意的解,从而形成了一种带有多混合变量、多约束以及多目标的跨音速叶栅优化设计方法。      

二维双侧容限系数公式

给出一种二维双侧容限系数公式, 并提出相应的估计双侧容忍区间的方法。该方法可以充分利用以往积累的经验数据, 减少当前试验中的试件个数, 提高预测精度。      

座舱两种气密性检验方法的转换

建立了座航两种气密性检验方法的内在联系,可从压降法测试中算出泄漏量,也可从流量法测试中算出压降法的降压时间。为了实际使用方便,还建立了有关图表,供直接查阅。     

二维升降法

 提出了一种二维升降法,该方法不仅适用于极小样本情况,而且还可以综合利用以往积累的试验数据和当前的试验数据来预测敏感性变量的百分位值（安全疲劳极限、安全冲击强度等）和百分率（可靠度、破坏率等）。与传统的只能利用当前试验数据的升降法相比,其可利用的信息量有了大幅度增加,所以,在精度相同的情况下,可以节省大量试件;而在试件数一定的条件下,又能提高预测精度。还给出了一个对比实例。     

飞机舱门锁机构多失效模式可靠性分析方法

如何提高飞机舱门锁机构关闭系统的可靠性计算效率,减少计算时间,降低舱门故障率是亟待解决的 问题。选取某型飞机舱门锁机构为研究对象,通过 LMS建立飞机舱门锁机构仿真模型,研究锁机构关闭过程 中最大液压力失效和关锁时间失效模式的影响因素,考虑两种失效模式之间的相关性,基于重要抽样法和 B-P 神经网络方法,计算飞机舱门锁机构多失效模式下的可靠性;将这两种方法仿真计算结果与传统蒙特卡罗方法 计算结果进行对比,结果表明:以上两种计算飞机舱门锁机构可靠性的方法是合理的,其误差范围均在3%以 内,且两种方法的计算效率相较于传统方法均有所提高;其中,B-P神经网络方法比重要抽样法计算精度和效 率更高,更适用于研究飞机舱门锁机构的可靠性问题。     

超燃冲压发动机二维进气道优化设计方法研究

建立了超燃冲压发动机二维进气道的优化设计模型，运用优化设计方法对三楔角外压和二楔角内压的混压式进气道进行不同约束条件下的一维优化设计。运用数值方法对进气道的优化设计进行了二维验算，验证了优化设计模型及设计方法的正确性。在此基础上将数值计算方法应用于进气道的二维优化设计，进一步提高了进气道的性能。该方法可进一步推广应用于包含三维、真实气体流动的进气道优化设计当中。     

两类n阶非线性方程的两点边值问题

已有人利用上下解方法讨论过非线性n阶常微分方程两点边值问题解的存在性，而边值问题是否存在上下解是很难判别的，在文中，用初等方法讨论了两类n阶非线性方程满足两点边界条件的边值问题解的存在性、唯一性，并对解的存在性唯一性区间进行了估计。     

Two 3-D multi-cascade co-design inverse methods based on streamline curvature approach and Clebsch formulation for single-stage centrifugal compressors

Two strategies extended the single-cascade methods from a compressible three-dimensional inverse method for radial and mixed flow turbomachines to two three-dimensional multi-cascade co-design methods for single-stage centrifugal compressors.These two three-dimensional methods and a typical quasi-three-dimensional streamline curvature through-flow inverse method were employed to design the same subsonic high-speed single-stage centrifugal compressors.The compressor performances were simulated by a commercial Reynolds averaged Navier-Stokes (RANS) equations solver.The studies show that two three-dimensional co-design methods are reasonable and feasible.It was found that:firstly the blade camber angle designed by the three-dimensional methods was larger than that designed by the quasi-three-dimensional method;and secondly with regard to two three-dimensional methods with different boundary conditions,the co-design result differences between the diffusers were small,but those between the deswirlers were relatively large.      

高超声速气动力及激波位置快速计算方法研究

采用快速计算方法进行高超声速气动力计算时,影响计算精度的关键问题主要在于模型面网格的划分和计算方法的选取。采用一种灵活实用的结构化面网格划分策略,使得模型的各个部件能分别选择合适的计算方法;发展一种基于近似流线的二阶激波膨胀波方法,该方法可以用于多种具有三维流场特性的部件,不仅降低对使用者的经验依赖,还能提高计算精度;配合激波位置计算方法,可以较为准确地计算模型的激波位置,保证边界层外缘参数的计算精度;粘性力计算使用基于起始面元修正的Spalding-Chi方法和参考温度方法。通过对四个典型算例的计算与分析,表明本文发展的高超声速气动力计算方法具有较高的计算精度,能够作为高超声速飞行器初步设计阶段的气动力快速分析工具。     

飞行器航路转弯机动测风方法

传统测风方法基于空速管等测风设备实现精确的实时测风。考虑降低成本,有些飞行器上没有安装空速管等测风设备。针对这种情况,文章提出一种通过航路转弯机动飞行实现测风的方法,即假设大气风场短时间内不变,基于速度三角形原理在转弯前、后的2个航路上分别构建2个方程,通过联解2个方程得到大气风场信息。采用蒙特–卡洛法进行仿真,结果表明该方法简单有效、具有较高精度,为大气风场实时测量提供了一条新的思路。     

低速壁压信息洞壁干扰修正方法两个重要的新改进

本文介绍了对美国洛克希德公司Hackett,J.E.等人研究的壁压信息洞壁干扰修正方法两个重要的新改进。建立了一个简便方法,消除了原方法必须要在模型下游测到壁压的渐近分布,才能进行准确修正的苛刻条件;建立了一个测压试验洞壁干扰的改进修正方法,使测压与测力试验的修正方法一致。文中给出了两组模型的验证结果。本文的两个新改进,消除了壁压信息法应用中的突出难关,不仅拓宽了应用,并大为提高了测力、测压试验洞壁干扰修正的准确性。     

航空电缆故障在线检测与定位技术研究

在综述了电缆故障类型和现有电缆故障检测与定位方法的基础上,引入了两种电缆故障在线检测与定位新方法——序列时域反射法(STDR)和扩散频谱时域反射法(SSTDR),分析研究了两种方法的原理,选取了一种适用于两种方法的相关算法——改进的实序列频域相关算法,并在MATLAB中建立了仿真模型,对两种方法进行了仿真验证,并进行了比较,对实际的应用具有理论指导意义。     

液体火箭发动机燃烧室波动过程数值分析

采用计算流体力学的方法,对液体火箭发动机燃烧室内波动过程进行了初步的探讨。采用两步ＰＩＳＯ算法,对流项采用二阶迎风格式,时空精度都为二阶。考察了方法的适用性,以及声学谐振器、声腔、隔板等燃烧不稳定抑制装置对燃烧室内波动过程的影响。结果表明,采用ＣＦＤ方法用于分析波动过程是可行的,谐振器、声腔与隔板对拢动波有明显的阻尼作用。     

双轴式涡喷发动机的转差线图确定方法的研究

转差是双轴式发动机交付验收参数之一 ,交付发动机的转差是依据该型的标准转差线图调整和确定的 ,标准转差线图确定得合适程度关系到发动机外场使用的性能、稳定性和可靠性。本文比较系统地论述了双轴式涡喷发动机的转差线图的制作和使用 ,分析了转差线图上、下限界对发动机的影响 ,提出了用工作点检查法和稳定工作裕度检查法解决转差线图上、下限界的确定问题。解决了某新机转差线图的确定依据。本方法可用于新机研制中标准的转差线图确定 ,建议二种检查方法结合使用