模糊神经网络在过失速机动飞行中的应用

模糊逻辑控制技术和神经网络有机的结合 ,拓宽了模糊逻辑方法和神经网络方法的适用领域。利用神经网络具有自学习能力的优势 ,采用反向传播学习算法 ,通过对传统模糊逻辑控制器中的模糊逻辑控制规则和隶属函数有关参数进行训练学习 ,设计了模糊神经网络控制器 ,应用于飞机的过失速机动“里程碑”之一—— 70°迎角定常飞行仿真计算 ,获得了令人满意的结果。     

现代战斗机飞行力学问题的研究进展

阐述了现代战斗机研制中若干飞行力学问题研究现状,内容涉及敏捷性设计指南和空战敏感性管理系统,过失速飞行包线扩展和机动飞行,大迎角飞行控制律设计,推力矢量控制和准无尾飞行,大迎有特性分析方法－开环和闭环特性分支分析方法和大迎角飞行品质要求六个方面。研究结果显示出这些大迎角飞行力学领域最新发展趋势及其在现代战斗机研制中的作用地位。     

有机锡化合物催化氰酸树脂的性能

采用有机锡化合物作为氰酸酯树脂的固化反应催化剂,评价了催化剂对固化树脂的力学性能、耐热性、吸水率以及对复合材料力学性能的影响。结果表明加入有机锡催化剂后,氰酸酯固化树脂和复合材料具有优良的性能,其中固化树脂的弯曲强度为124MPa,冲击强度为12 6kJ/m²,玻璃化转变温度为258℃,复合材料的弯曲强度为742 6MPa,层间剪切强度为72 3MPa。这表明在有机锡化合物的催化作用下,氰酸酯充分表现出了高性能树脂基体的特性,同时也说明有机锡是氰酸酯固化反应的有效催化剂。     

预燃室三维湍流和燃烧过程的数值模拟 (Ⅰ)计算模型和方法

对液氧－煤油液体火箭发动机的预燃室进行三维维湍流流动与燃烧过程的数值模拟，流动采用圆柱坐标系中的三维N－S方程组，并用k-ε双方程测流模型闭合，用同位网格和SIMPLE算法求解，源项进行线性化处理以便于收敛；离散后的方程采用SIP法求解；燃烧采用单频快速不可逆化学反应，喷注单元和预燃室头部的喷雾可以考虑液滴颗轨道模型（PSIC），针对液氧－煤油液体火箭发动机的预燃室建立耦合计算软件，通过考核算例获得燃气流场，组合浓度场和温度场的合理分布。     

高燃速HTPB/IPDI推进剂低温力学性能(Ⅱ)界面助剂的设计与应用

为了改善高燃速丁羟推进剂的低温力学性能，设计合成了AO系列 同助剂，并在丁羟高燃速实验配方中验让了它们的使用效能。结果表明AO助剂大幅度提高了高燃速实验配方的低温力学性能，在常温强度相当的条件下，－40℃下最大伸长率由40％左右提高到55％以上。实验结果也显示助剂与粘事剂的表面张力值越接近，工艺性能越好。文中还通过温反射红外光谱（DRIR）和动态热机械分析（DMA）对界面助剂的作用机理作了简要探讨。     

增材制造将改变备件供应链

<正>鉴于各种技术优点,增材制造技术被业界寄予了诸多厚望,经过20多年的发展,现已开始逐步应用于实践,相信未来必将推动零备件供应链的变革。增材制造技术是近20年来制造领域的一个重大成果。到2012年,增材制造业的市场规模达到了22.75亿美元,且2013年这一市场实现了34.9%的增长,达到30.7亿美元。一些预测机构认为到2018年,该市值有望达到125亿美元。空客采用3D打印技术生产的首个部件是A300/A310飞机的塑料座椅支架,     

锥形预混火焰羽流脱落过程的实验诊断

为了研究锥形预混火焰的羽流脱落特性,以丙烷-空气预混火焰为实验对象,通过粒子图像测速技术对锥形预混火焰的羽流速度场进行了实验研究,动态模态分解法对得到的速度场进行了模态分解和主要特征重构还原。同时采用光电倍增器对火焰热释放强度信号进行实时采集,采用双热电偶法对然后热气体的温度进行了重建。结果表明在浮力诱导下燃尽气体与周围环境空气相互剪切形成剪切层（BSL）, BSL 的 KH 不稳定性诱导产生了涡,涡作用于燃尽区附近的流场,扰动传至火焰面附近区域,与火焰剪切层（FSL）的 DL 不稳定性耦合,表现为火焰面的脉动和火焰热释放率的脉动。通过近红外自发光成像得到的热气体自发光强度与温度信号有较强的相关性,热气体呈现出与速度场相似的周期性传播模式,为研究预混火焰的羽流脱落特性提供了新的思路。     

热力学非平衡对超燃冲压发动机冷态流动影响研究

随着流动马赫数和温度的变化,热力学非平衡对流动的影响也在变化。为研究热力学非平衡对不同飞行马赫数条件下的超燃冲压发动机冷态流动的影响,对三个经典的超燃冲压发动机模型,包括JAXA Ma12-02超燃冲压发动机,DLR超燃冲压发动机,以及Hyshot II超燃冲压发动机进行数值模拟。针对每个超燃冲压发动机,分别采用三种热力学模型进行模拟,包括量热完全气体模型（对应冻结流动）,单温度模型（对应热力学平衡流动）以及双温度模型（对应热力学非平衡流动）。计算结果表明,热力学模型对超燃冲压发动机内流波系结构的位置有一定影响：从整体上来说,双温度模型计算所得波系位置比量热完全气体模型计算结果靠后,比单温度模型计算结果靠前;不同热力学模型计算所得波系位置在发动机前段相对较为接近,而随着向下游发展,波系位置的差别逐渐增大,这是上游每一道波系位置的差别逐渐累积的结果;在发动机前段,双温度模型计算所得波系位置更接近于量热完全气体模型计算结果。通过分析不同热力学模型计算所得激波角可以对此进行解释。而就本文涉及的三个小尺寸超燃冲压发动机而言,热力学模型对气动力和力矩的影响相对较小。不同热力学模型计算所得气动力和力矩的差别主要来源于计算所得激波串位置的差别。     

入口非均匀流对亚燃燃烧室性能影响数值研究

为研究人口非均匀流对亚燃燃烧室性能的影响,基于进气道出口试验测量数据,构造三种典型非均匀流型,对燃烧室进行三维数值计算,研究非均匀流对马赫数分布、温度场、燃油分布及燃烧效率的影响。结果表明：基于均匀流供油律,非均匀流影响燃烧室性能的机理是受流速主导作用,低速区域当量比偏高,高速区域当量比偏低。导致扩压段边区燃烧,烧蚀外环阻塞结构,而内圈高速区域燃烧组织效果欠佳。匹配供油律后,非均匀流燃烧性能有所改善,但难以达到均匀流水平。所以,提出了改进入口流均匀性及减弱非均匀流对燃烧不良影响的措施。     

亚燃冲压燃烧室隔热屏壁温试验研究

亚燃冲压燃烧室在高空、高马赫数下工作时,其进气温度很高,冷却空气量少,给冷却设计带来很大困难.本文通过试验,研究了热障涂层和两种不同燃油喷射方式对某型亚燃冲压燃烧室隔热屏壁温的影响.结果表明:热障涂层对降低隔热屏壁温有一定的作用,喷油孔分布均匀的燃油喷射装置对冲压燃烧室冷却设计更有利.本研究可为亚燃冲压燃烧室的冷却设计...