一级锥可调变几何轴对称进气道初步研究

为了改善轴对称进气道的攻角特性,提出一种简单易实现的轴对称变几何方法:通过旋转轴对称进气道第1级压缩锥改变进气道前体激波的角度和位置.采用数值仿真方法研究了来流马赫数为3和4时,不同飞行攻角条件下一级锥可调变几何进气道的三维流场和性能特性,并与定几何进气道进行对比分析.结果表明:大攻角下,采用一级锥可调进气道除了可以提高进气道的质量流量系数外,还有效缓解了背风侧低能流堆积问题;存在一个最佳的旋转角度,使该攻角下进气道性能最高;随着攻角的增大,所需的旋转角度增大,进气道所获得的性能增益也随之提高,在马赫数为3,攻角为14°时推力增益达到7.7%.      

基于正则化多核判别分析的航空发动机滚动轴承早期故障融合诊断方法

针对基于机匣测点信号的航空发动机滚动轴承早期故障诊断问题,提出了一种基于正则化多核判别分析的融合诊断方法.该方法首先提取多种类型的滚动轴承故障特征;然后采用相同的一组核参数为不同类型的特征分别构造一组核矩阵,并将所有核矩阵组合在一起;最后通过求解一个半无限线性规划得到该组核矩阵关于正则化核判别分析的目标函数的最优线性组合系数,进一步采用该系数计算所有核矩阵的线性组合,从而实现多种类型特征信息的融合.实验结果表明:该方法诊断正确率与采用单一类型特征诊断的最高正确率相比提高了9.25%,同时可以避免核矩阵需要人工选择的问题,从而进一步提高了故障诊断的自动化水平.      

基于变权重伪并行遗传算法的空战机动决策

针对空战机动决策中态势多样化对机动决策的影响以及控制量的细化问题,以敌我双机空战为背景,利用空战优势函数值作为空战机动决策的依据,基于滚动时域控制方法,采用变权重自适应伪并行遗传算法解决空战决策问题。重点分析了隐身优势函数以及变权重函数的建立、遗传编码方式、操作算子的确定,最后对空战决策进行了仿真。仿真结果验证了隐身优势函数的合理性,以及该理论在空战机动决策方面的有效性。     

有摩擦弹性接触问题的增量数值解法

 指出应用全量变分法于有摩擦弹性接触问题是不能普遍适用的，提出了这一类问题增量变分法的数值解法和适用于增量法的库伦摩擦力的正则条件。对可转变的边界条件限于较简单的有限个离散点的情况，可采用状态试凑法来确定可变约束条件的状态。数值计算结果表明了本文提出的增量方法的正确性。     

机轮制动力矩的变结构控制

 从力学与非线性控制理论综合应用的观点出发，对机轮滑行制动过程中制动力矩的控制问题进行了理论分析与研究，提出了一种新的制动力矩加、卸载解析条件表达式。通过对机轮制动时机轮－地面系统力学模型的动力学仿真，定性地描述了具有此种制动力矩控制方式的防滑制动系统动态特性     

疲劳小裂纹的断裂力学参数及试验方法的研究进展

介绍了小裂纹试验的通用试样和表征小裂纹特性的断裂力学参数。评述了最新发展的ＳＥＮＴ试样的表面裂纹和角裂纹的应力强度因子方程。描述了小裂纹数据的表达准则和实验技术     

含铝固体推进剂火箭发动机喷管沉积的实验与传热分析

本文根据含铝固体推进剂火箭发动机喷管沉积现象的实验结果,分析了喷管沉积过程和沉积速率,并提出了一种简化的沉积传热模型——两区域有限平壁、移动的相变边界,变壁温对流换热边界条件的一维瞬态导热。应用热平衡积分法进行求解,获得了沉积情况下喉衬和沉积层内的温度分布函数,并给出了沉积速率为常数和变数两种条件下的计算实例。本文为分析沉积机理提供了一些理论基础。     

含铝复合推进剂在加速度场中燃烧的试验研究

本文简要介绍了含铝复合推进剂在加速度场中燃烧的一些研究结果,其中包括很难得到的一些图片资料.根据试验结果,论述了燃速增加率与燃烧历程的关系,提出和探讨了燃烧物理模型问题.     

基于逆跟踪控制的航空发动机气路健康参数估计修正方法研究

针对新型航空发动机气路部件状态监控缺乏故障样本的不足,利用发动机非线性模型和气路故障模拟方法,获取故障样本,运用最小二乘支持向量回归机(LSSVR)建立气路健康参数的(理想)估计器。主要工作是在LSSVR的基础上,从逆跟踪控制的角度,设计了基于逆模型在线辨识与变结构控制相结合的修正系统,减小理想估计器与真实发动机之间由于测量噪声与系统噪声对估计精度造成的影响。通过仿真实验,离线修正后,估计值的相对误差最大值从69%缩小5%,在线修正后,估计值的相对误差最大值从69%缩小13%,修正系统有效地提高了性能估计的准确度,减小了气路部件状态监控的误判和误诊的概率。