K8飞机机身机翼对接协调性分析

分析了有关影响K8飞机机身机翼对接协调性的各类误差，提出了解决机身机翼对接协调问题的方法。     

遗传算法在航空发动机非线性数学模型中的应用

收敛性是航空发动机非线性数学模型的重要指标。现有发动机平衡方程迭代解法还不能保证模型大范围收敛。以某涡扇发动机为对象,采用遗传算法求解发动机非线性数学模型,将模型中的发动机平衡方程求解转换为极小值优化问题,建立了遗传算法计算模型,重点分析了采用遗传算法求解的适应度函数设计方法。数值仿真结果表明,与牛顿-拉夫逊解法相比,采用遗传算法方法可实现模型大范围收敛。     

基于线性矩阵不等式的结构摄动系统H_∞鲁棒控制

研究具有结构摄动系统的鲁棒Ｈ∞动态输出反馈控制问题。结构摄动系统的二次稳定解等价于辅助线性时不变系统Ｈ∞标准设计问题的解。基于线性矩阵不等式（ＬＭＩ）方法,给出了用３个线性矩阵不等式表征的这一问题的可解条件。通过求解３个线性矩阵不等式便可获得鲁棒控制解。该方法应用于某型双转子涡喷发动机稳态控制器的设计,取得了预期的效果。     

燃烧室主燃孔下游气膜绝热温比研究

对单个主燃孔射流下游的缝槽气膜绝热温比进行的实验研究中，采用了CO2传热传质类比方法测量气膜的绝热温比，考虑了三种气膜吹风比和两种主燃孔射流动量比，研究结果表明：主燃孔射的引入破坏了气膜的完整性，相对于正常气膜的绝热温比值，主燃孔射流正下游区域的气膜绝热温比大幅度下降，在横向偏离主燃孔射流较远的下游区域，气膜绝热温比有一定程度的下降；气膜吹风比对气膜绝热温比的下降有较大影响，而主燃孔射流对气膜绝热温比下降影响小。     

高低压转子间耦合影响的分析和计算

研究了转子耦合对高、低压转子稳定性的影响。采用一种新的快速收敛方法,利用畸变传递修正系数,通过调整压比来满足各子压气机出口静压相等的对耦合的影响进行了定量计算。结果表明,在估算发动机喘振部件时,高、低压转子间耦合的影响也是应该考虑的重要因素。     

基于LMI的结构摄动系统二次稳定裕度分析

研究了结构摄动系统满足指定性能的稳定裕度问题。从系统完全二次稳定性出发 ,给出了结构摄动系统满足 H∞ 性能指标的二次稳定半径定义 ,并且转化为基于线性矩阵不等式 (LMI)的极值问题进行计算。对于广义参数不确定性系统 ,基于 L MI给出了使二次稳定裕度尽可能大的 H∞ 控制器设计方法。该方法应用于某型双转子涡喷发动机稳态控制器的设计 ,拓宽了系统的鲁棒稳定界     

航空发动机用热障涂层的发展

介绍了航空发动机用热障涂层的组成和性能，讨论了热障涂层的等离子喷涂和电子束蒸发物理气相沉积工艺、寿命预测模型及不断扩大的应用范围。     

航空发动机热端部件隔热陶瓷涂层应用研究

针对涡轮导向器叶片和转子叶片隔热陶瓷涂层的结构体系及喷涂工艺技术发展,等离子和电子束物理气相沉积（ＥＢ－ＰＶＤ）涂层优缺点,涂层失效机理、涂层界面强度特性分析及寿命分析方法进行了阐述。并针对国内隔热涂层研究的现状及所做的初步研究工作,对我国隔热陶瓷涂层的发展提出了看法。     

加力室液雾燃烧的模型与应用

提出了描写航空发动机加力燃烧室内气液两相湍流燃烧的控制方程,采用了双流体模型,高温辐射通量模型,双时间尺度湍流K-ε模型,应用SIMPLE方法解这组方程,对二维轴对称的涡喷加力燃烧室进行计算,证明应用本文的液雾燃烧模型可以得出合理的计算结果。      

多约束自适应控制在航空发动机自动试车中的应用

对采用模型参考自适应控制方法设计带有多项约束条件的航空发动机试车自动试车控制系统进行了研究。仿真结果表明:这种控制方法不仅对被控对象含有的非线性环节,以及被控对象参数在较大范围内的变化具有较好的适应能力。而且当约束条件超限时,通过对控制器参数的调整,可使主控参数和约束条件参数均满足相应的控制指标。