基于SDAE的航空发动机燃油流量基线模型构建

为克服传统的基线模型算法(如BP神经网络算法)存在的泛化能力不高、鲁棒性差且容易陷入局部最优解等缺点,构建了基于堆叠降噪自动编码器(SDAE)的航空发动机燃油流量基线模型,利用民航发动机的真实飞行数据对基线模型进行训练与验证,并与基于BP神经网络的基线模型进行对比分析。结果表明:基于SDAE的燃油流量基线模型具有更高的精度和更强的鲁棒性。     

功率提取与附加引气对涡扇发动机影响仿真

功率提取与附加引气是涡扇发动机在使用过程中必须考虑的因素,其对发动机的推力、耗油率及稳定裕度有着重要的影响。利用开发的涡扇发动机性能程序,计算了不同的功率提取量和附加引气量对某双轴混排涡扇发动机的影响。仿真结果表明,随着功率提取量的增加,发动机的推力和耗油率上升、风扇和高压压气机稳定裕度下降;随着附加引气量的增加,发动机的推力下降、耗油率、风扇和高压压气机稳定裕度上升。     

基于混合动态信念传播的多无人机协同定位算法

针对多无人机(UAVs)协同定位问题,提出一种基于混合动态信念传播的定位算法。在部分无人机GPS信号丢失的情况下,该算法可根据其他无人机的GPS观测,相邻无人机之间的相对距离观测,以及无人机加速度计的输出,对每个无人机的位置和速度状态进行分布式在线估计。首先用因子图模型描述多无人机的联合信念状态,接着给出一种混合动态信念传播推理算法计算图模型中的每个变量节点(对应于每个无人机)状态的边缘后验分布。推理过程仅包括每个无人机对自身局部信息的处理以及相邻无人机之间的信息交互,因此该算法可完全分布式实现。通过仿真实验以及与传统协同定位算法的比较,表明了本文算法的有效性。      

饱和时序下防空相控阵雷达动态优先级调度算法

针对防空相控阵雷达负载饱和情况下的时间分配问题,提出一种基于目标威胁密度和截止期的雷达任务动态优先级调度算法。根据目标信息建立非线性目标威胁度模型并设计动态优先级表,然后,利用目标威胁度、任务驻留时间和截止期共同确定任务的综合优先级。在此基础上,提出执行威胁率（TRE）的评估指标,以反映调度算法对重要任务的执行情况。仿真结果表明,在饱和时序下,相比于传统的截止期最早最优先算法,改进算法的搜索性能提高了43%,执行威胁率提高了52%。      

涡轮叶栅外换热系数计算

采用求解三维雷诺平均Navier-Stokes(N-S)方程和带转捩模型的二方程Shear stress transport(SST)湍流模型,完成了MARKⅡ,VKI两个高压涡轮导叶叶栅及一个VKI高压涡轮动叶叶栅的外换热系数计算.计算结果与试验数据的对比表明,发展的带转捩模型的数值方法明显地提高了外换热系数的计算精度.      

涡轮叶栅流动和传热耦合计算

通过求解三维雷诺平均N-S(Navier-Stokes)方程和带转捩模型的二方程SST(Shear stresstransport)湍流模型,完成了带简单冷却的MARKⅡ涡轮导向叶栅流动和传热耦合计算.计算结果与试验数据的对比表明,发展的带转捩模型的数值方法明显地提高了叶栅温度和外换热系数的计算精度.同时研究发现,湍流模型对叶栅表面压力分布影响很小,而对叶栅表面温度和外换热系数影响很大;在其它边界条件相同的情况下进口湍流度对壁面压力几乎无影响,但对叶栅温度和外换热系数影响较大.      

孔边角裂纹扩展特性分析

采用二维裂纹扩展分析方法研究含孔边角裂纹平板中疲劳裂纹扩展速率和寿命。该方法假设孔边角裂纹两个主方向上裂纹扩展主要取决于两方向裂纹尖端的应力强度因子。并采用裂纹闭合特性修正。预测在常幅拉伸疲劳载荷情况下２１２４Ｔ８５１铝合金板和３０ＣｒＭｎＳｉＮ１２Ａ合金钢板中孔边角裂纹扩展速率和寿命。理论计算和实验结果较吻合。     

面齿轮滚磨刀具基蜗杆齿廓奇异点研究

为了实现面齿轮的滚磨齿加工,采用包络原理对面齿轮滚磨齿刀具基蜗杆进行设计,并对基蜗杆齿廓曲面的奇异点进行分析.建立了刀具基蜗杆的包络坐标系,给出了刀具基蜗杆产形面方程,推导了刀具基蜗杆齿廓的曲面方程,利用Catia软件对基蜗杆进行了三维建模;推导了基蜗杆曲面的奇异点方程,给出基蜗杆曲面奇异点的计算方法,进行了基蜗杆曲面奇异点的实例计算;分别分析了基蜗杆半径、插齿刀模数、齿数、压力角对基蜗杆曲面奇异点位置的影响.      

核心机驱动风扇级气动设计方案

以某核心机驱动风扇级（CDFS）设计指标为牵引,采用CFD数值模拟方法分析了不同结构形式进口导向器（IGV）对CDFS性能的影响.结果表明:进口导向器可调、静子不可调的气动设计方案能够满足CDFS设计指标;进口导向器的调节方式对CDFS性能影响很大,对于可变弯度进口导向器,需要选择合适的可变弯度位置和关闭角度;模式转换中,在单外涵模式静子选择偏负攻角设计有利;CDFS单外涵模式与双外涵模式产生损失的原因不同,前者主要是转子通道激波,后者主要是进口导向器吸力面附面层气流分离.