航空发动机多变量鲁棒数字控制器的设计

提出了一种设计发动机多变量鲁棒数字控制器的方法,即在划分的飞行包线内,控制结构采用前馈加反馈的方法,对结构不确定性和非结构不确定性进行μ结构化处理,化为H∞控制问题求解,这一方法在发动机非线形气动热力模型上进行了仿真验证。      

航空发动机H∞状态反馈控制的鲁棒稳定界

对于航空发动机结构参数不确定性系统 ,引用文献 [1 ]的代数 Riccati不等式负定裕度的概念 ,给出了按基准模型设计 H∞ 状态反馈控制器时确定鲁棒稳定界的方法及其扫描搜索算法。     

涡轮叶栅冷气掺混数值模拟方法

采用具有三阶精度TVD性质的有限差分格式、自由型曲面网格生成技术以及分区网格算法,对某型涡轮叶栅进行了任意数目冷气孔的薄膜冷却全三维N-S方程数值求解,较为详细的阐述了冷气掺混流场中卵型涡的发展规律。结果表明,本文所开发的求解系统能够较好的实现任意分区的流场求解,对涡轮叶栅中冷气喷射流场的描述是合理的。      

航空发动机燃烧室内部噪声测量研究

叙述了用于燃烧室内部高温、高压条件下的噪声测量系统以及根据系统的动态特性对测量结果的修正。根据大量的测试结果分析了燃烧室噪声的规律和总声级的预测模型。     

燃气涡轮发动机磁悬浮轴承试验台的稳定性研究

介绍了国内外磁悬浮支承技术在燃气涡轮发动机领域中的最新应用水平，推导了磁悬浮轴承--柔性转子系统动力学理论，并将其应用于某燃气涡轮发动机磁悬浮轴承试验台的稳定性研究中，解决了国内以往磁悬浮轴承试验台稳定转速达不到设计工作转速的问题，最后进一步提出了磁悬浮支承技术在燃气涡轮发动机领域中应用的系统动力学设计思想。     

叶轮机通流计算的时间推进方法

本文首次将时间推进思想应用于通流计算,采用四级龙格-库塔方法求解,根本上解决了目前出现的轴向流动跨音高负荷叶轮机设计困难,初步工作取得了较好结果。作者们预期,时间推进通流计算方法还将弥补现有许多通流计算方法的不足,将在工程设计中发挥更大作用。      

预燃室三维湍流和燃烧过程的数值模拟 (Ⅰ)计算模型和方法

对液氧－煤油液体火箭发动机的预燃室进行三维维湍流流动与燃烧过程的数值模拟，流动采用圆柱坐标系中的三维N－S方程组，并用k-ε双方程测流模型闭合，用同位网格和SIMPLE算法求解，源项进行线性化处理以便于收敛；离散后的方程采用SIP法求解；燃烧采用单频快速不可逆化学反应，喷注单元和预燃室头部的喷雾可以考虑液滴颗轨道模型（PSIC），针对液氧－煤油液体火箭发动机的预燃室建立耦合计算软件，通过考核算例获得燃气流场，组合浓度场和温度场的合理分布。     

风扇转子前缘曲线相对掠对性能的影响

本文从叶片前缘曲线掠的形式入手,采用适合叶轮机械内三维流动特点的相对掠概念,把叶片前缘曲线相对掠应用到设计中,探讨叶片前缘曲线相对掠(包括相对前掠、相对无掠和相对后掠)对通道激波的方位、强度的影响,以及由此造成的对风扇性能的影响,并进行了数值模拟,从得到的结果可以看出转子前缘曲线对风扇/压气机的性能影响非常明显,并对设计在气动方面的优化有一定的指导作用。      

复合材料层合回转壳瞬态温度场和热应力场分析

 本文用有限元法研究了复合材料层合回转壳瞬态温度场和热应力场。考虑了各种温度边界条件。假定各铺层是横观各向同性的,但其铺设方向可以是任意的。对8节点等参元,提出了一种新的集中热容阵,有效地提高了瞬态温度场计算精度。根据本文提供的数值结果,讨论了层合壳的热传导规律,并通过比较瞬态热应力与稳态热应力的分布和大小,阐述了瞬态效应。     

惰性丁羟固体推进剂研制

介绍一种惰性丁羟推进剂的基础配方及其制造方法。所研究的惰性丁羟推进剂的力学性能与真实推进剂相当，从而可替代真实推进剂，广泛用于固体火箭发动机的环境试验、全弹调试测量以及阅兵、展览等场合。