某发动机滑油散热系统改进

针对某型飞机发动机地面出现滑油超温的问题,提出了其滑油散热系统的改进方案.采用试验模拟的方法分别研究了引射系统的混合室横截面积、混合室长度、扩压段及引射器喷嘴形式对引射系统性能的影响.结果表明,采用以较小横截面积增加混合室长度、加装扩压段和采用超声速喷嘴的组合改进方案,可以极大地提高引射系统的引射能力,改进后的滑油散热系统经试验和装机验证能够满足发动机的滑油散热要求.      

上游尾迹与涡轮转子泄漏流相互作用数值模拟

叶轮机内部流动本质上是周期性非定常的,研究涡轮转子叶尖区域的非定常相互作用机理,对提高小展弦比高负荷涡轮性能具有重要意义.利用数值模拟方法研究了上游静子尾迹与涡轮转子叶尖泄漏流的非定常相互作用,分析了定常结果、时间平均结果以及瞬时时刻结果的流动图画.结果表明:上游静子尾迹与涡轮转子尖区二次流的相互作用能明显影响泄漏涡和机匣通道涡的时空演化规律,从而改变转子尖区的损失分布.上游尾迹在转子通道中传播时,诱导泄漏涡和通道涡区域出现周期性的扰动涡对,扰动涡对沿着泄漏涡和通道涡的轨迹向下游运动,使得转子尖区二次流结构呈现周期性变化.      

叶顶微喷气提高旋转畸变条件下低速轴流压气机失稳裕度的机理分析

对旋转畸变条件下轴流压气机的失稳特性进行了实验研究,结果表明,畸变影响区内叶顶泄漏流的前缘溢出造成了旋转失速的提前发生,缩减了压气机的失稳裕度.叶顶微喷气方法有效地提高了旋转畸变条件下轴流压气机的失稳裕度,其原因在于,实施叶顶微喷气后,临近失速时,压气机顶部畸变区诱发的分离团受到抑制,减少了其诱发旋转失速的可能性,从而实现扩稳目的.      

一种剪切修正的涡黏性亚格子模型及其在槽道湍流中的应用

提出了一种利用壁面附近强剪切对涡黏系数进行修正的亚格子模型,称为剪切修正的涡黏模型.该模型能使涡黏系数在壁面附近自动满足壁面修正,在脉动为零的地方,涡黏系数自动为零,保证了壁面附近涡黏系数趋于零的特性.用该模型对槽道湍流壁面无吹吸、有吹吸,较低和较高雷诺数的情况进行了数值模拟,与直接数值模拟的结果进行了对比,结果吻合较好.      

一种基于知识推送的故障诊断系统

分析了基于知识的故障诊断,针对现有系统不能主动将知识在适当的时候传递给决策者的缺点,提出了一种基于知识管理的、以数据流驱动的、知识主动推送的故障诊断系统的体系结构,分析了其主要层次结构及知识的组织和管理,提出了以数据流驱动的知识主动推送方式.建立了知识主动推送的控制模型,开发了知识管理和数据流驱动的集成原型系统,并以液体火箭发动机试车台的故障诊断为例,实现了基于知识推送的故障诊断系统,后续实验证明了该方法的有效性.      

基于小波神经网络的齿轮系统故障诊断

通过对齿轮系统在不同的运转状态下不同的故障类型进行试验测试分析,获取了有关的测试信号,对振动特征信号进行了小波阈值去噪,采用离散小波变换(DWT)对去噪后的信号进行8层分解处理,对各层的小波系数进行了小波重构,得到8层细节信号和1层近似信号,并计算了各层信号的能量,得到了信号的能量分布特征.在此基础上把各层信号特征作为神经网络的输入,进行了网络的研究、分析处理和故障分类,并对小波神经网络方法与单独采用神经网络方法的故障诊断结果进行了比较评价.研究表明,去噪处理后的效果比没有去噪的信号特征更加明显,而采用小波神经网络诊断方法,对于齿轮无故障、齿根裂纹故障、分度圆裂纹故障和齿面磨损故障能够进行很好地区分与诊断,其诊断成功率均在95%以上,可对实际工程工作的齿轮系统进行故障诊断.      

某型飞机发动机安装架强度分析

某型飞机在换装新型大功率发动机后,对其发动机安装架也进行了相应的改进设计。本文就改进设计后的发动机安装架建立了有限元模型,并对其进行了载荷分析和强度校核。结果表明,该型飞机发动机安装架改进设计合理,改进后强度能满足使用要求。     

K波段基片集成波导带通滤波器的设计

基片集成波导(Substrate Integrated Waveguide,SIW)是一种低插损、低辐射、高品质因素的导波结构。文章利用基片集成波导技术设计了一种K波段带通滤波器,其中心频率为19.4GHz,相对带宽为7.48%,插损小于1dB,该滤波器具有体积小、重量轻、易于加工和集成等优点。     

一种有限区域运动目标分布模型及计算

潜艇的运动模型对于反潜效能的评估具有重要意义。针对应召搜索时概知潜艇的初始位置、但潜艇运动不确定性的特点,建立了一种有限区域内潜艇的运动和分布模型,并利用数值积分的方法从理论上进行了计算分析,给出了计算的结果。     

舰载飞机着舰航迹角控制器设计

为提高舰载飞机的着舰精度,基于总能量控制理论设计了着舰下滑航迹角控制器。频域分析结果表明,该控制系统使航迹角的响应带宽为1.21rad/s,满足了设计要求。基于非线性模型的仿真结果表明,该系统不但能够使航迹角快速地响应阶跃输入指令和保持飞行速度基本不变,且对于气动参数的摄动具有较好的鲁棒性。