摘要：针对带侧向膨胀的三维矩形截面非对称喷管,提出了一种基于准二维特征线法的喷管设计方法,获得了基于准二维特征线法的非对称喷管设计程序.然后,根据给定的几种侧向膨胀规律,通过该设计方法获得了相应的非对称喷管构型,并将该构型与通过优化算法获得的最优构型进行了比较,结果表明:两种方法所设计的非对称喷管的上、下壁面型面基本重合,喷管壁面压力分布趋势基本一致,验证了准二维特征线法的可靠性.与最优构型的性能相比,该方法所设计的喷管构型,推力偏差低于0.60%,升力偏差低于8.07%,且该设计法将设计耗时由30.5h减少到2h,可方便地应用到带侧向膨胀喷管的初期设计中.

摘要：为了满足先进航空发动机燃烧系统对燃油雾化质量的要求,设计了一种双预膜式Hartmann哨超声波喷嘴,采用激光粒度分析仪和高速相机对其进行了实验研究,得到了其流量特性和雾化特性。研究结果表明:在满足流量要求下,索太尔平均直径SMD为4.2μm^9μm,气液比ALR为0.27~0.54,液滴尺寸分布集中,均匀性好;在测量范围内,SMD基本不受测量位置到喷嘴出口距离的影响;油压和共振腔到喷嘴出口距离是影响SMD大小的主要因素;雾化角度随油压的变化较小;共振腔到喷嘴出口距离是影响雾化角度的主要因素,雾化角度为135°~180°。

摘要：为了探究采用射流预冷技术之后加力燃烧室性能,开展了不同喷嘴布置方案、喷水量和来流温度对预冷效果的影响研究。对射流预冷发动机工作过程进行了简化,建立了加力燃烧室进口前段射流预冷喷水特性计算的数学模型。同时搭建了小型试验台,通过与试验结果的比对验证了该模型的准确性,并利用该模型对射流预冷效果进行了仿真预测。结果表明:提高喷嘴数量与布置均匀性能够小幅度改善预冷效果;当来流温度不变时,射流预冷喷射腔室出口处的液态水蒸发量随着喷水量的增加而提高,但蒸发率却处于下降的趋势;当喷水量达到2%时,加力燃烧室燃烧效率对比不喷水工况会有一定的提升;喷水量达到4%以后,加力燃烧室出口温度及燃烧效率随着喷水量的提高而降低;喷水量大于8%以后,恶化了加力燃烧室(V型火焰稳定器)贫油熄火极限与燃烧效率;喷水量达到最大10%时,油气比需从原来设计工况的0.052上升到0.064才能保持稳定点火且对比不喷水时工况,加力燃烧室出口温度由1860K下降到1373K,燃烧效率由80.2%下降到69.2%。

摘要：为了降低内转式进气道的音爆强度,设计了一种具有曲内收缩前体和零度唇罩角的流线追踪内转式低音爆进气道,采用数值仿真方法初步研究其在不同工况下的流场结构和流动特征。结果表明:由于零度唇罩角,低音爆进气道的唇罩激波微弱,对唇罩外侧的流场影响较小,因此内转式低音爆进气道的音爆显著低于常规内转式进气道,其中在设计马赫数Mad=2.2通流状态下相比下降约94.18%;由于内唇罩面向内偏折,导致唇口反射激波强度增加,总压损失增加,内转式低音爆进气道总压恢复系数略低于常规内转式进气道;内转式低音爆进气道的音爆不但与其唇罩角有关,而且与其飞行工况有关,飞行攻角越大、来流马赫数Ma∞<Mad越小,音爆越大;其中,在攻角α=0°时,其音爆比α=6°时减小约86.69%;在Ma∞=2.2时,其音爆比Ma∞=1.85下减小约91.93%。

摘要：为研究侧向膨胀规律的变化对单边膨胀喷管性能的影响规律,运用三次曲线参数化方法给定不同的侧向膨胀规律,基于准二维特征线法设计得到相应的带侧向膨胀的三维非对称喷管构型,结合CFD计算结果,分析了直侧壁和曲侧壁两类侧壁型线对喷管性能的影响规律。为验证数值模拟方法的可靠性,选取具有10°膨胀角的直侧壁喷管进行风洞试验,数值模拟结果与实验结果吻合较好。研究结果表明:在给定的设计条件下,侧向膨胀角为6°时直侧壁喷管性能最优,该膨胀角可使喷管长度减短34.05%。侧向膨胀在保证喷管推力性能的同时,对减短喷管长度、减轻喷管重量具有重要意义;曲侧壁喷管侧壁面产生的推力变化趋势与整个喷管构型产生推力的变化趋势一致;"凸曲线"侧壁型线初始膨胀角较大,更有利于提高三维尾喷管的推力性能。

摘要：为了充分利用材料应力极限,探索高负荷离心压气机的设计方法,在常规离心叶轮的基础上,利用新的设计思路实现了带转速差的离心串列叶轮设计,采用经过校核的数值计算方法,对带转速差的离心串列叶轮压气机内部流动进行了详细数值模拟,从性能与流场细节分析了传统离心叶轮与带转速差的离心串列叶轮的差异。结果表明:相比于常规叶轮,合理布局的带转速差的离心串列叶轮在设计点整级等熵效率提高了1.96%,压比提高了0.14;激波与附面层相互作用引起的损失减小,二次流引起的"射流-尾迹"流动结构得到抑制;叶片载荷分布得到重新分配,改善了叶轮出口流场品质,降低了叶轮出口处绝对马赫数,扩压能力与无叶扩压段的总压恢复系数得到进一步提升,从而有效提高了整级压气机全工况性能。

摘要：为适应协同决策(CDM)需要,考虑空管、航司和机场三方的诉求,对拥挤和非拥挤场景下的离场航班动态协同排序问题进行了系统研究。通过分析离场航班运行特性,利用离场航班的计划撤轮档时间(SOBT)和预计撤轮档时间(EOBT)数据设计了一种离场航班动态排序方法;针对各方构建了离场航班排序的多个优化目标,且为保证排序公平性,提出了航空公司延误公平性评价指标,将非受控离场航班优先级分为3类,对各类非受控离场航班设置其可接受的最大延误时间和最大位置偏移量,创建了基于交通状态的离场航班协同排序模型;采用带精英策略的快速非支配排序遗传算法(NSGA-Ⅱ)寻求离场航班动态协同排序的最优解。仿真结果表明:较先到先服务(FCFS)方法,所提方法在2种场景下各排序时段均增加多种排序方案,离场航班总延误均减少50%以上,且在非拥挤场景下提高了航空公司延误公平性。所提方法可对离场航班进行优化排序,显著减少航班延误,有效提升公平性,契合协同决策理念,可实现三方协同排序。

摘要：针对多脉冲自耦变压整流器(ATRU)的调压技术进行研究,提出一种可调压的差接三角形拓扑结构,实现了宽范围电压输出。该结构自耦变压器一次侧中间抽头,合理设置一次侧三段式绕组匝数与二次绕组匝数比例以构成两组相位差为30°的三相输出电压相量,经两组整流桥后得到多脉冲输出直流。通过改变变压器绕组匝数关系可以达到调节输出电压的目的。以自耦变压器输入输出电压比为变量推导绕组匝比关系,并依此对输入电流和自耦变压器等效容量的计算进行进一步的推导和仿真证明,分析在不同电压比下的自耦变压器等效容量变化。最后通过制作一台原理样机进行实验,验证了设计分析的正确性。

摘要：为研究基于高速开关阀的液压缸位置控制问题,设计了基于高速开关阀和换向阀组合控制液压缸的回路,并采用PWM驱动高速开关阀.建立了控制系统的Simulink离线仿真模型,采用基于卡尔曼滤波的PID控制算法完成液压缸的位置跟踪仿真.最后借助Matlab/xPC Target搭建了高速开关阀控液压位置系统的半实物仿真测试平台,仿真与实验结果表明所设计系统结构的正确性,以及采用卡尔曼滤波的PID控制算法可有效提高液压缸的位置控制精度,借助半实物仿真技术可以提高高速开关阀控位置系统的设计效率.

摘要：随着垂直起降无人机的应用热潮,学者们对基于合作目标的视觉着陆方式做了大量研究.针对现有平面合作目标对无人机着陆的局限性,从抗遮挡鲁棒性以及减少其它传感器辅助两个角度,设计了一种新型的三维立体合作目标与定位算法.基于合作目标空间特征,结合多边形的遮挡特性以及自然界的色彩信息,采用归纳法设计出三维合作目标;同时,利用合作目标的几何成像特点,提出仅基于视觉信息的用于着陆导引的位置解算算法;鉴于相机成像的变比例特性,推导出特征提取投影偏差与位置解算精度的关系,并深入分析了对后者的影响.基于Simulink平台搭建相机成像仿真系统,验证了合作目标具有极高的抗遮挡鲁棒性和位置解算精度,并且在多数位置下,偏差估计误差在0.01 m以内,并且不考虑投影偏差的影响下位置解算误差不超过0.1 m,符合设计以及实际应用需求.