不同运行模式下跑道容量评估技术研究

跑道容量的大小是机场能否进行高效率运行的一个关键因素,准确评估出跑道的理论容量对机场的实际运行有着至关重要的作用.对单跑道的理论容量进行建模,在单跑道的基础上研究了近距跑道与远距跑道的不同运行模式下的跑道容量数学模型,根据相关机场具体的数据对模型进行验证,并用SIMMOD PLUS仿真软件对机场的场面实际运行情况进行仿真,通过计算出的跑道理论容量与仿真出的空侧容量对比,结果表明机场跑道理论容量计算模型具有较好的实用性.     

基于本体的航空发动机设计知识组织模型构建与分析

为实现航空发动机设计知识的集中组织与管理, 进行知识组织模型技术研究, 提出基于知识本体的知识组织模型构建方法.研究了面向航空发动机设计的知识本体的结构、设计准则、构建方法以及映射技术, 并分析了基于本体的知识组织模型的特征, 给出了基于知识本体的面向航空发动机设计的知识组织模型的实施框架.此框架对航空发动机设计知识管理的应用研究有参考价值.      

燃烧室污染物生成大涡模拟模型的研究

采用亚网格动力学模型和联合概率密度函数(PDF)亚网格模型对污染物NO的生成进行大涡模拟.计算中采用的数学模型有:k方程亚网格尺度模型来估算亚网格湍流粘性;亚网格EBU燃烧模型估算化学反应速率;在交错网格体系下, 采用SIMPLE算法和混合差分格式来求解差分方程.数值分析两种不同亚网格污染物生成模型和两种进口气流温度对NO排放的影响, 计算结果与实验数据比较表明:两种亚网格污染物生成模型都能较好的预估燃烧室污染物NO的生成, 但亚网格动力学模型的计算工作量要比联合概率密度函数亚网格模型少得多, 更适合工程应用.      

确定性仿真结果检验和因子分析方法

提出一种确定性仿真结果(不考虑随机因素影响的仿真结果)检验方法, 能够对仿真结果与试验结果之间的误差进行分析, 确定该误差是由于仿真不正确引起的系统误差, 还是由于试验结果的分散性引起的偶然误差, 进而判断仿真结果正确与否.同时建立一种确定性仿真结果多因子分析方法, 能够对仿真结果的各个影响因素(因子)进行分析, 确定哪些因素已被正确仿真, 哪些因素尚未被正确模拟, 从而指导仿真软件的编制.      

复合式收扩套筒空气雾化喷嘴燃烧室点火研究

复合式收扩套筒空气雾化喷嘴中, 副油路是一个单油路离心喷嘴, 主油路采用双旋流空气雾化, 喷嘴是直射式.在点火研究中, 只是单油路离心喷嘴工作.实验用的燃烧室是一个单头部矩形燃烧室, 在燃烧室进口温度为常温, 进口压力为常压, 燃烧室压力降0.9%9.0%的试验条件下研究了复合式空气雾化喷嘴燃烧室的点火性能.在同样条件下, 研究了复合式空气雾化喷嘴的雾化性能并总结了经验关系.分析了影响点火的主要因素, 通过整理雾化数据, 以Lefebvre点火模型为基础, 总结了该类燃烧室点火经验关系.      

编队对地攻击作战效能分析

以马尔可夫理论为基础,运用全概率公式建立了飞机编队对地攻击的动态模型;评估了任务成功率等作战效能指标;给出了飞机对地攻击作战效能的计算实例。结果表明所建模型客观描述了对地攻击作战的实质。     

直升机起落架双腔式缓冲支柱的动刚度研究

建立了直升机起落架双腔式缓冲支柱的数学模型,利用静力试验数据对模型参数进行了识别,并由静力试验、激振试验结果对数学模型进行了验证。所建的数学模型能正确反映双腔式缓冲支柱的静载荷随位移的变化规律,动刚度特性与试验数据吻合良好。双腔式缓冲支柱的动刚度随静位移呈现严重的非线性特性,振动频率对缓冲支柱的动刚度影响较小,而高、低压腔的充气压力对动刚度会产生严重影响。     

基于内模原理的涡轴发动机状态反馈控制方法

某型涡轴发动机全权限数控系统采用了状态反馈控制方式.根据内模原理, 引入伺服补偿器, 使设计的控制系统不仅具有较强的鲁棒性, 而且在用于指令跟踪时能消除稳态误差;根据性能指标要求设计了状态反馈控制器, 从而提高控制系统的品质.与目前的PID控制方式相比较, 半物理模拟试验结果表明该控制方式有显著的性能改进.      

平行平板内连续布置肋块流场与传热的数值模拟

为了研究平行平板内连续布置8个肋块的流场结构和传热现象, 利用计算流体力学软件FLU-ENT6.2内置的标准k-ε湍流模型、RNGk-ε湍流模型和Realizablek-ε湍流模型对此进行了数值模拟并对结果作了比较.流场结果显示在相同来流条件下, 由Realizablek-ε模型预测的肋块间逆时针方向回流区最大, 标准k-ε模型最小.数值结果表明从第2个肋块开始加热段表面压力系数Cp和努塞尔数Nu开始呈周期性变化.同时将第7个肋表面的努塞尔数数值解与实验值进行了比较, 结果为三种湍流模型都能准确模拟出努塞尔数的变化趋势.计算结果可为工程设计和使用提供参考.      

变几何径向透平损失模型及其分析

基于99 mm叶轮实验, 分析了变几何径向透平静叶的各种损失以及不同的损失模型.给出了变几何透平静叶冲角损失的定量分析.通过计算对比不同静叶喉部宽度下叶道边界层摩擦损失, 验证了Glass-man模型在计算叶片流道损失时, 与试验结果是相符的.基于NASA损失模型分析了径向透平静叶的尾缘损失, 损失随着出口边厚度呈线性增加, 减小出口边厚度是减小尾缘损失的有效方法.