脉冲爆震发动机工作过程控制和协调试验

利用开环控制系统,在直径180mm,长度2000mm,采用气动阀模拟飞行进气、燃用汽油的脉冲爆震发动机(PDE)样机上,对PDE的工作过程控制和协调进行了试验研究,得到了在不同的PDE工作过程时间分配下的试验结果,由此详细分析了在开环控制的情况下,PDE协调工作的条件及不能正常工作的原因,为PDE的设计和控制系统的研制提供重要的参考价值。     

空中交通发展面临的挑战与前景

在飞机、机场、空中交通大系统的长远发展历史上,观察空中交通从过去到现在的演变,得到对今后发展的启示。介绍一些概念及其论著,围绕着如何利用广阔空域资源而进行的探索,找出相应的技术支持,指出必要的体制转变。     

涡扇发动机部件特性的BP网络研究

在发动机特性计算中,建立了BP神经网络对部件特性数据进行识别学习,实现了特性数据的精确插值和对未知特性数据的推测。通过对网络输出结果的检验与分析,表明该方法精确实用。      

进气道隐身装置与发动机联合试验研究

介绍了进气道隐身装置与某涡扇型发动机地面联合试验的设备组成与试验方法,分析了风扇形吸波导流体的隐身原理。通过实验,确定了吸波导流体对进气道气动性能的影响,考验了由复合材料构成的隐身装置的结构强度。      

矢量喷管控制对发动机性能的影响

建立了带推力矢量的涡扇发动机数学模型。结合某型涡扇发动机研究了矢量喷管偏转对发动机工作和性能的影响,研究结果表明,矢量喷管偏转时,在一定条件下,发动机低压转子共同工作线向喘振边界移动,而高压转子共同工作线不发生变化,发动机总推力是增大的。但当将矢量喷管偏转与喉部面积放大相结合,可使发动机保持原工作状态不变,而发动机总推力却随着几何矢量角的增大而减小。      

旋流杯燃烧室头部流场与喷雾对贫油熄火的影响

对两种不同的燃烧室头部(三旋流杯头部为A型、双旋流杯头部为B型)进行了研究。对有两种头部的燃烧室进行了冷态流场的数值模拟,用粒子动态分析仪(PDA)测量了两种头部的速度场和喷雾场,结合慢车工况的贫油熄火试验结果进行了分析。结果表明:A型头部喷雾的索太尔平均直径(SMD)和均匀度能满足燃烧室的性能要求,比B型头部的要好,但其贫熄特性不理想。而B型头部的贫熄特性好于A型;A型头部的内旋流器气流流通量应减小一些,以利于喷嘴端部低压区的形成,这样有可能进一步降低贫油熄火油气比。      

后射导弹对空战对策及航空技术影响研究

以“二车对策”为数学模型，采用从定性微分对策理论发展来的“GR区”法，研究了装备有前向发射和后向发射两种空空导弹的战斗机与只装备了前向空空导弹的战斗机之间的一对一空战，并进行了数值仿真，仿真结果表明，前者比后者明显占有优势，最后，分析了后射空空导弹对航空技术的影响。     

用胞映射法分析双线性结构刚度的机翼颤振

将映射轨迹追踪技术引入基于空间Poincar啨截面的胞映射方法中 ,并定义初值分析空间 ,以适应分析高维动力系统运动类型初值域的需要。改进后胞空间中胞的数目大大减少 ,计算时间缩短 ,运动特征的确认更为准确。应用该方法研究扭转方向具有双线性结构刚度因素的机翼颤振问题 ,结果显示 ,初始条件对系统动力学行为有着很大的影响。当两段刚度之比小于某临界值时 ,随着机翼颤振速度增大 ,不同的初始条件会导致平衡点、极限环振动、复杂的周期运动、混沌和发散运动等不同的运动形式     

应用神经网络诊断航空发动机气路故障的前景

介绍了近几年来国内外应用神经网络对航空发动机气路故障进行诊断的基本方法和研究进展。对单一故障进行定性的诊断已经取得了试验验证，结果表明神经网络具有较高的诊断准确率。对反映发动机气路部件健康状况的气流量、效率等参数的多故障、定量的诊断则取得了一些仿真研究成果。相对于基于发动机气动热力学数学模型的方法而言，神经网络方法具有更大的工程应用潜力。     

某型加力涡扇发动机特性的三层迭代模拟

基于发动机各种部件特性，应用总体匹配技术发展了混排涡扇发动机特性的数值模型，并针对某型涡扇发动机建立了相应的三层迭代模拟方法及相应的计算机程序，给出了该发动机在某一组合调节方案下的特性模拟结果，模拟结果与试验结果比较表明二者吻合较好。