S-WFA方法改进关联度计算的民航发动机气路故障诊断研究

针对民航发动机气路故障诊断难度大、准确度不高等问题,提出一种基于改进关联度算法的故障向量识别方法,该方法首先从发动机气路测量参数入手进行发动机的故障诊断研究,利用发动机性能趋势图提取监控参数的偏差量,然后将Sigmoid函数改进后用于属性参数的重要程度计算。结合WFA属性权重分配方法改进了灰色关联度算法,并利用故障案例进行验证,验证表明改进后的算法诊断准确率较高。     

大尺寸缩比自由飞模型惯性矩测量与调整方法

给出了双线摆法测大尺寸缩比自由飞试验模型惯性矩的方法和流程,并根据飞机类模型的惯性矩特点,提出了大尺寸缩比自由飞试验模型惯性矩调整所需的配重计算方法.双线摆法测量原理简单,不需要复杂的测量设备,具有较好的工程实用性.应用实例证明,模型飞机调整后的惯性矩与目标状态符合较好,测量精度满足工程应用要求.     

考夫曼离子推力器放电室数值模拟研究综述及展望

首先分析了影响考夫曼离子推力器放电性能的关键因素,然后按照仿真模型的维度对考夫曼离子推力器放电室数值模拟方法进行了分类综述和优缺点分析,并针对以流体方法为基础的各向异性界面问题进行了分析。在此基础上,概述了零维模型、二维模型和三维模型下针对放电室所取得的数值模拟研究结果。最后对考夫曼离子推力器放电室数值模拟研究进行了总结及展望。     

非对称安装布局下大型高超声速风洞引射增强型二次喉道数值优化

增强二次喉道扩压能力,降低接力引射器的引射流量是提高大型高超声速风洞运行经济性的重要技术措施。引射增压型二次喉道通过在二次喉道侧壁引射低总压介质增强其扩压能力,是一种非常有潜力的实用方案。本文通过数值模拟研究了其在长模型大攻角等非对称安装布局条件下的运行流场,并进一步优化了压力、介质类型等引射条件。结果表明,优化方案在高超声速风洞复杂运行条件下仍能保持较高的二次喉道扩压能力,较大幅度降低接力引射器的引射流量,具有可行性和实用性。     

大型柔性空间结构动特性分析的有限元方法

本文通过设计合理的内外存交换过程，改造有限元法、Ｌａｎｃｚｏｓ算法，从而使得对上万自由度的大型柔性空间结构的静动力计算可以在普通３８６微机上进行。算例表明方法正确并具有相当高的效率     

锤头体弹性振动跨音速气动阻尼系数的确定

通过研究锤头形运载火箭跨音速飞行时，箭体结构的弹性振动与气体运动的耦合效应，描述了用全弹模型的风洞实验和非定常数值计算、确定气动阻尼系数的技术和方法，分别给出了实验和数值模拟的结果，并对结果进行了对比分析。结果表明，在气动阻尼实验中，模拟低阶固有模态的前节点位置是非常重要的，该方法可以作为研究航天飞行器非定常飞动特性的一种方法。     

导弹热分离环境下发动机壳体温度分布研究

用数值模拟的方法对多级导弹间分离时发动机壳体前后封头的温度分布进行了预示。流场计算采用Ｇｏｄｕｎｏｖ格式求争非常定轴对称Ｅｕｌｅｒ方程组；针对物理域比较复杂，采用了区域重叠的分区算法；热流计算考虑了燃气射流中Ａｌ２Ｏ３粒子含量在驻点区引起的热增量，结果表明：对于前封头，由于含有Ａｌ２Ｏ３粒子而经起的驻点区热增量因子４－６，计算得到的最大热流与实测热流接近；对于后封头，不需采用驻点区热增量模型进行     

超声速升力面线化非定常气动载荷计算

本文采用等压面元法计算了超声速升力面线化非定常气动载荷。算例给出了矩形翼、后掠翼、箭形翼以及前后翼的计算结果，与其他理论结果以及实验数据符合良好。方法具有使用方便，外形适应性强，适合于小攻角、减缩频率不高的情形。     

单层及双层板的超高速碰撞试验(速度超过10km/s)的数值模拟

文章介绍了在Sandia国家实验室所进行的3个精确控制的超高速碰撞试验,使用两种复杂的流体码即多维流体动力学代码CTH和平滑粒子流体动力学代码SPH,对该试验进行数值模拟。该试验用质量为克大小的飞片及球形射弹以大约10km/s的速度撞击薄铝板及钢板(厚度小于1cm)。并分析了碎片云动力学计算预示结果及这些试验中金属板的损坏。     

大钝体三维粘性流场数值模拟

本文用有限差分法数值求解薄层Ｎ－Ｓ方程，模拟了高超声速绕大钝头倒锥体的三维粘性流场。来流Ｍ∞＝７．０，Ｒｅ∞４．５×１０５，差分格式为二阶迎风ＴＶＤ格式。给出了包括复杂三维分离流动现象在内的流场结构，及其整体物面压力分布。研究了攻角对流场的影响，发现在一定攻角以后，流场结构发生很大的变化。