航空发动机叶片超声检测信号的小波分析方法

超声波检测技术是航空构件检测中应用较多的一种检测方法。针对含损伤的某型航空发动机压气机叶片，采用小波分析技术，对超声检测信号进行分析和处理，提高了超声检测技术检出缺陷的能力。采用四种不同的小波基对同一信号进行分析，经研究表明：sym4小波基处理航空构件超声检测信号比较理想。     

失速起始检测的低频平均频谱幅值法

高速多级轴流式压气机在中低转速的失速起始总是以短周期扰动的形式出现。为了在压气机整机进入深度失速前检测到失速起始信号，通过分析提出了一种基于低频平均频谱幅值的失速起始信号检测方法。对某轴流式压气机压力测量信号的分析结果表明，该方法是准确、可靠和快速的，有望用于失速起始的实时检测。     

基于RBF神经网络的航空发动机故障诊断模型

利用某型发动机地面定检状态实测数据作为学习样本，采用径向基函数(RBF)神经网络建立发动机的故障诊断模型。通过该模型对起飞状态实测的发动机参数进行了辨识，结果表明：这种方法具有训练时间短、学习速度快、诊断精度高等优点。     

喘振压力信号对某综合调节器nL、nH、Tt5通道的校正试验及研究

在分析通道校正电路的内部连接方式的基础上，按不同的SST指令和nHC换算转速分类进行了试验。通过喘振压力信号对综合调节器的校正试验，得到了喘振压力信号对nL,nH和TQ通道的修正关系。修正结果表明修正效果与SST指令和nHC换算转速的大小密切相关。     

火箭基组合循环(RBCC)推进系统概念设计模型

简述了火箭基组合循环（RBCC）推进系统及相应概念设计模型的发展与不足，并应用准一维流动理论及化学反应动力学理论建立了RBCC一维性能预估数学模型，该模型耦合了有限化学反应速率模型，考虑了包括变几何截面积，引射流动、燃料喷注，混合，燃烧及摩擦损失等多种影响流动的因素，并采用变步长半隐式多步龙格－库塔方法进行了数值求解，所得结果与文献提供了实验结果相一致。     

环型超声速空气引射器零二次流流场数值研究

采用二维轴对称雷诺平均方程和标准κ-ε双方程湍流模型，数值研究了环型超声速引散器零二次流的流场结构及盲腔压强的变化，空间上采用二阶迎风格式进行耦合求解，时间上采用显示的Runge-Kutta方法进行迭代推进。结果表明，引射器几何参数不变的情况下，启动后的盲腔压强与引射气流总压之比为一常数；喷管马赫数不变情况下，喷管出口面积与混合室入口面积比越小，盲腔压强越低，扩压器性能越好，启动要求的总压越低，对超声速空气引射器的设计具有指导意义。     

横向互击型层板喷注器的喷雾特性

利用激光粒子动态分析仪 (PDA)对 180°互击型层板式喷注器的喷雾特性进行了试验研究 ,测量了喷雾典型区域的液滴速度、直径、体积通量密度等参数。分析了喷注器的雾化过程和喷雾特点 ,同时重点研究了喷口槽宽、推进剂流道面积比以及推进剂喷注速度比等参数对喷雾特性的影响。试验结果表明 :喷雾沿喷口展向可分为三个明显区域 ,中间区域流量较小但雾化较细 ,从槽两端喷出的液雾流量较大但液滴尺寸较大。对于一定的流道截面比γd 和喷注速度比γv,存在一个最佳的喷嘴槽宽w使雾化质量最优。同时 ,在喷嘴槽宽合适时 ,流道截面比γd 和喷注速度比γv 的适当增大有利于改善雾化     

二次点火发动机最优增程设计与分析

研究了采用二次点火发动机对火箭弹进行增程的最优设计方法与设计原理，用罚函数法把约束条件构成统一的目标函数，再用直接寻优法进行计算，分析了火箭弹倾角、再点火时间及总冲分配等因素对射程的影响。结果表明，二次点火发动机技术可以实现远程火箭弹增程最大的设计要求，且最优发射角对射程影响极大；总冲分配最佳时，总的阻力消耗最小，增程率越大；再点火时间的影响相对较弱。同时还比较了二次点火发动机工作时的火箭弹弹道与一般弹道的区别，及其对阻力和射程的影响。     

基于混合知识模型和混合推理策略的液体火箭发动机智能故障诊断

以某大型泵压式液体火箭发动机为研究对象，围绕着发动机知识的统一处理、定性定量知识的集成与转化以及基于知识的智能故障诊断推理等技术和难点，研究发展了发动机基于混合知识模型和混合推理策略的智能故障诊断方法，并结合实际热试车数据和故障仿真实例进行了验证。研究结果对设计和实现工程实用的液体火箭发动机故障诊断系统具有重要的参考价值。     

某型发动机对畸变进气响应的流动耦合分析

建立了畸变进气下某型双轴发动机高压压气机，扩压器间流动耦合模型，完善了畸变进气对发动机稳定性影响模拟方法。数值模拟结果表明，考虑耦合影响给出的高压压气机出口静压畸变与其总压畸变不仅相位相反，而且随进口总压畸变强度变化而变化。据此所给出的高、低压压气机畸变响应和发动机推力响应特性也与进气道，发动机相容性理论相符合。