基于带漂移的布朗运动的民用航空发动机实时性能可靠性预测

以民用航空发动机为研究对象,运用性能退化可靠性理论和随机过程方法,对发动机的可靠性进行了研究.通过分析发动机性能退化过程,建立了基于带漂移的布朗运动的可靠性模型,利用布朗运动特性研究了基于当前状态的退化时间预测方法,实例证明,该方法可操作性强,易于工程实现,为航空公司进行发动机机队科学管理提供了基础.      

基于参数辨识原理的飞机参数分析及算法研究

提出一种在飞机概念设计中基于参数辨识理论的设计参数分析方法。在给定的设计重量和任务剖面要求下,利用基于物理的运动方程和动力学方程模型辨识出飞机气动力参数,并在总体性能评估的基础上进行设计参数分析,给气动设计提供了设计参考;在辨识过程中针对参数可行域离散度很高使得很难收敛到Pareto解的问题,提出了将神经网络预测模型融合到遗传操作过程,使得尽量在可行域内搜索。最后通过对某客机进行算例分析,表明基于辨识理论的参数分析方法和改进的算法是合理和可行的。与一般经验公式方法相比,该方法对布局类型的限制较小,在满足概念设计参数分析准确度要求的条件下能够为下一步的气动设计提供设计指标。     

包覆及团聚硼对富燃料推进剂燃烧性能的影响

研究了硼粉表面包覆材料的种类和含量及团聚硼的含量对富燃料推进剂燃烧性能的影响。结果表明,团聚硼有利于提高推进剂的燃速与燃速压强指数;包覆材料AP的含量对推进剂燃烧性能的影响较为复杂,低含量有利于提高推进剂的低压燃速,但对燃速压强指数不利,高含量有利于提高推进剂的燃速压强指数,但对低压燃速不利;包覆材料L iF有利于提高推进剂的低压燃速,但过高的含量降低了推进剂的燃速压强指数。     

基于自适应连续蚁群算法的卫星星座设计(英文)

蚁群算法是一种解决多变量问题的新型启发式仿生算法。本文分析了卫星对地面的覆盖条件,提出用——/(n 1)重覆盖率来评价星座的覆盖性能,建立了以覆盖性能为目标函数的卫星星座参数优化模型。采用蚁群算法对卫星星座参数进行优化,为星座优化问题提供了一种新方法。在连续蚁群算法的基础上对算法进行改进,提出蚂蚁种群数量的自适应准则,有效的提高了搜索范围与收敛速度。通过仿真表明,与其他方法相比,蚁群算法在星座参数优化有着明显的效率。     

纵向静不稳定对飞翼起飞性能的改善研究

按照纵向静不稳定配平原则设计了一个飞翼的总体方案,通过CFD计算得到了相关气动数据.采用数值方法仿真了纵向静不稳定飞翼在两种滑跑抬头状态的起飞离地过程.分析了升降副翼向下偏转时刻对于抬头时间和剩余抬头角速度的影响,给出了迎角、抬头角速度、力矩等参数随时间的变化曲线,最后分析了起飞过程所需要的滑跑距离.研究结果表明,纵向静不稳定飞翼能够达到与常规飞机相同的起飞速度和起飞滑跑距离指标.     

基于多元线性回归的发动机性能参数预测

在对发动机性能参数相关性研究基础上,结合多元线性回归预测模型,提出了一种能够考虑发动机众多因素对因变量影响的发动机性能预测模型.使用该模型对发动机排气温度(EGT)进行预测时,能够兼顾到p_4.95,N₂,T₃,N₁,p_B等性能参数对EGT影响.最后使用一组某民用机型发动机飞行试验数据对模型进行了验证,并与加权一阶局域法进行了对比.结果表明,该模型预测精度优于加权一阶局域法,该方法可以为这种机型发动机故障预测提供决策依据.      

细晶1420铝锂合金超塑变形后的组织和性能分析

以细晶1420铝锂合金为研究对象,开展了不同温度条件下的盒形件超塑胀形试验,并利用光学显微镜、扫描电镜、透射电镜以及室温拉伸等检测手段,对超塑变形后材料的组织特征和力学性能进行了系统的分析和研究.     

求解航空发动机非线性方程组的变步长牛顿法

详细分析了航空涡轮发动机部件共同工作的非线性方程组的求解收敛性问题,并对计算中常见的迭代不收敛问题的机理进行了研究总结。针对常见的不收敛问题,提出了以传统牛顿迭代法为基础的变步长牛顿法加以解决。采用变步长牛顿法后,对某型定几何单轴涡喷发动机进行了一系列的验证计算,计算结果表明计算收敛性得到较大幅度的改善。变步长牛顿法对改善发动机总体性能计算收敛性具有很好的参考价值。     

涡轮风扇发动机飞机性能换算方法研究

利用因次分析的方法，推导出了涡轮风扇发动机的换算系数，由此得出了涡轮风扇发动机飞机性能换算的基本准则及换算参数，即涡轮风扇发动机飞机的运动相似条件，并给出了部分换算公式。以此为基础，可以将实际条件上得到的涡轮风扇发动机飞机的性能参数换算例到标准条件。经某型收音机的试飞证明，该换算方法正确，结果可靠，完全能够为收音机定型及性能比较提供依据。     

升力面方法在冲压空气涡轮性能计算中的应用

应用现代螺旋桨升力面元方法计算冲压空气涡轮的气动性能,叶片采用单层涡模型,尾涡采用与Goldstein假设一致的刚性尾涡,将螺旋马蹄尾涡视为开口涡环以便于编程。对一个模型冲压空气涡轮作数值计算,在小负荷和较大负荷工况下风能利用系数均与实验值符合的较好,涡元控制点的诱导速度和环量分布合理。