高湍流度畸变流场的模拟

应用“双板结构”模拟板成功地模拟了高湍流度畸变流场。模拟结果表明:板间距离增加将使板后流场平均总压恢复系数下降;第二块板有改变稳态畸变值和调整畸变图谱的作用。由此得到“双板结构”模拟板模拟高湍流度畸变流场的设计原则:第~块板应以宽板为主,以产生高湍流度畸变流场;第二块板起调整图谱,改变畸变值的作用。实验还表明“双板结构”模拟板畸变特性随Ma数的变化与“单板结构”明显不同。     

双轴涡喷发动机性能实时模拟简化模型

建立了能够实时模拟双轴涡喷发动机性能的数学模型。该实时模型包括:线性化的压气机特性模型、简化的涡轮特性以及非线性方程组的降维处理。在相同工况及进气条件下, 分别用非实时模型和实时模型对某型双轴加力式涡喷发动机性能进行了模拟, 并与试验结果进行了对比。结果表明, 该模型很好地解决了提高运算速度与保证计算精度之间的矛盾, 并且具有较高的收敛性。      

涡扇发动机可变几何参数调节对性能影响的分析

对于混合排气加力涡扇发动机可变几何参数调节对其性能的影响进行了分析研究, 结果表明在超声速飞行条件下调节几何参数对于改善性能有显着效果。      

燃气涡轮发动机故障诊断的人工神经网络法

介绍了人工神经网络专家系统在航空涡轮风扇发动机故障诊断上的应用。通过一个高涵道比涡扇发动机故障诊断的实例分析, 验证了三层逆传播网络的可行性。非常令人鼓舞的诊断结果证明:神经网络的模糊联想特点、分布存储和并行处理能力以及对随机误差的抑制作用, 使其成为一个有效的和快速的方法。它有很好的应用前景, 并可广泛用于航空发动机的故障诊断。      

双下侧定几何二元混压式超声速进气道的风洞试验

 针对一种应用于导弹上的冲压发动机用双下侧布局二元混压式超声速进气道气动特性开展了高速风洞试验研究。研究结果表明,随着反压比的提高,进气道总压恢复系数提高,临界状态后结尾激波系能停留在收缩通道内,在稳定亚临界状态下进气道总压恢复系数最高,但流量系数略有降低;随着来流马赫数的增大,进气道总压恢复系数下降,流量系数在小于设计马赫数下逐渐提高,激波贴口后流量系数基本不变;随着迎角的增大,进气道的总压恢复系数和流量系数随之提高,在Ma＝2.5,侧滑角β＝0°,迎角α增大到6°时进气道出现流量堵塞现象,性能降低;随着侧滑角的增大,两个进气道的性能均下降,迎风侧进气道相对背风侧进气道下降更厉害,在Ma＝2.5,α＝2°,β＝2°时背风侧进气道出现流量堵塞,性能降低;小角度滚转对进气道性能影响不大。     

塞式喷管热试实验和数值模拟

以气氢／气氧为推进剂,对三单元直排塞式喷管发动机进行了热试实验和数值模拟研究.介绍了实验系统及实验发动机主要零部件的结构和设计参数,给出了实验参数测量结果、实验照片和数据分析.数值模拟研究了塞式喷管的流场特点,数值预示了实验塞式喷管发动机的高度特性曲线.无再生冷却塞式喷管发动机采用耐烧蚀材料钨渗铜加工内喷管和燃烧室内衬,碳钢材料加工塞锥.使用爆震波点火器点燃多个单元推力室,成功进行了热试实验.在2个压比下获得了塞式喷管性能数据,实验表明,塞式喷管具有良好的高度补偿能力和较高的喷管效率.在C_NPR=50附近,效率达到92％~93.5％;在C_NPR=350附近,效率达到95％~96％.预计在设计点的效率不低于98％.      

一种基于关键特征的搜索引擎结果聚类算法

为了解决用户在搜索引擎结果列表中寻找所需信息困难的问题,帮助用户快速有效地定位有价值的Web文档,与向量空间模型方法不同,采用基于关键特征的聚类算法(KFC).首先从搜索引擎返回结果的关键词里选择重要的词作为关键特征,然后通过分析特征间的关系对特征聚类,最后基于特征聚类结果实现文档的聚类.通过对实验结果的测试表明了算法的有效性.      

液体火箭发动机地面试车实时故障检测参数的选取

合理有效的参数选择是液体火箭发动机地面试车实时故障检测系统的一个核心而基础的研究问题.本文首先进行了检测系统采集参数的需求分析;之后将液体火箭发动机测量参数作为方案层,各测量参数对发动机故障的敏感性、参数稳定性和参数相关性等作为准则层,测量参数对实时故障检测的有效性作为目标层,建立了液体火箭发动机参数选择层次结构模型;最后利用模糊层次分析法确定了某型LRE地面试车的实时故障检测参数.通过历史试车数据对参数选择的效果分析表明:所确定的检测参数能够全面表征LRE的运行状态,具有较强的故障表征能力和故障敏感性.从而,为科学合理的选择发动机地面试车实时故障检测参数提供了根据,解决了一直以来依靠定性方法确定发动机检测参数的问题.     

肼电弧喷射推力器工作方式可替换性数值研究

在正确理解电弧喷射推力器工作过程物理机理的基础上建立了其简化的物理模型,并基于此物理模型利用耦合电磁源项的N-S方程组来表达其数学模型,对相同结构尺寸的低功率肼电弧喷射推力器加电弧和不加电弧时的工作性能进行了比较计算.采用二阶精度无波动、无自由参数的耗散差分格式(NND格式)和显式时间推进法求出数值解.计算结果给出了有电弧和无电弧时推力器的流场结构,预计了不同工作方式及不同工作条件下推力器的推力和比冲,证实了推力器工作方式的可替换性.      

基于特征造型技术的涡轮叶片参数化设计

针对航空发动机涡轮气冷叶片的结构特点,提出了叶片参数化建模的特征分类形式.然后,利用特征造型技术开发涡轮叶片的参数化设计系统;并以直背涡轮叶片为具体实例阐述了该参数化模块的开发过程,为航空发动机典型结构件的参数化奠定了基础.