摘要：针对航空发动机非线性模型的复杂性,通过对准对角递归神经网络(QDRNN)及梯度下降法(GMD)的分析,研究了基于QDRNN网络的航空发动机多变量解耦PID控制系统.阐明了该算法的结构和原理,通过对设计点及非设计点的仿真.研究表明,QDRNN网络结构相对简单,易于构造训练算法,较好地解决了双变量控制系统中变量之间的耦合作用.

摘要：为实现轴流式压气机喘振现象的主动控制,通过对压气机过渡态工作的模拟,分析了各可调参数变化对其工作特性的影响。在此基础上,提出采用模糊控制技术对压气机喘振现象实施主动控制,设计了基于模糊控制集合理论的防喘控制器,并进行了计算机仿真。仿真结果验证了模糊控制器的有效性。

摘要：在一种双楔顶压、侧板中置的常规后掠侧压式进气道基础上通过减小顶板第二压缩角,引入圆弧压缩面设计了一种具有较高流量系数的进气道。利用Fluent商业计算软件对比研究了该进气道与常规进气道在Ma=6和Ma=4下的流动特征及性能。研究发现,新的改进措施能在几乎不降低进气道总压恢复系数的前提下大幅度提高流量系数:在Ma=6来流条件下,改进后的进气道流量系数为0.87,比常规进气道提高14.5%;在Ma=4来流条件下,流量系数为0.69,提高了19%。

摘要：设计了一组宽高比为8的不同形式的矩形喷口,对其尾喷流掺混特性进行了数值模拟.通过改变圆到矩形过渡段的型面,在喷管出口下缘加装下挡板以及在侧面加装挡板,得到了4种不同形式的矩形喷管模型,分别在相同边界条件下研究了它们的射流掺混特性.结果表明,加装下档板和侧档板能够有效增强射流掺混,缩短射流高温区长度.

摘要：评审是航空发动机研制过程中一个必不可少,至关重要的阶段,组织缜密、有效地评审对于降低研制风险、缩短周期、减少反复将起到不可或缺的作用。本文分别介绍了罗罗公司对某高压压气机技术方案的评审,和国内某发动机技术设计的评审。通过对评审人员的组成、评审内容和资料的准备以及评审结论、跟踪检查的对比,分析了两次评审在评审过程、评审机制等方面的差异。

摘要：在任意曲线坐标系中数值模拟带涡流器燃烧室头部的三维两相反应流场,其中,采用偏微分方程法生成块结构网格;气相在Euler坐标系下采用修正的k-ε双方程模型处理紊流特性,用修正的EDM-Ar-rhenius紊流燃烧模型模拟化学反应速率,用六通量模型考虑热辐射的影响;液相处理采用在Lagrange坐标系下颗粒群轨道模型。在非交错网格系下采用SIMPLE算法及混分差分格式求解离散方程,采用单元内颗粒源法(PSIC)算法进行两相之间的耦合,计算所得的旋流数与试验数据相当接近。结果表明涡流器几何形状对燃烧室流场影响较大,涡流器的优化设计可以提高燃烧性能。

摘要：将基于部件匹配技术的涡扇发动机非设计点性能计算模型和基于李亚普诺夫稳定性理论的压缩部件气动稳定性评定模型有机的耦合,实现了发动机整机环境下的压缩部件气动稳定性评定,使得该模型成为一种实用的涡扇发动机压缩部件气动稳定性分析模型.以某型涡扇发动机为例,计算比较了均匀进气和畸变进气时发动机整机环境和单独部件评定时风扇部件稳定工作边界的异同,从计算结果可以看到,均匀进气条件下,在发动机环境下和单独部件环境下所得到的风扇部件稳定工作边界变化不大;而畸变进气条件下,同样的进口畸变度,发动机环境下风扇的稳定裕度损失比单独部件下风扇的稳定裕度损失都小,即在发动机环境下评定风扇稳定性时,风扇对进气温度畸变不敏感,而在单独部件环境下评定时,风扇对进气畸变比较敏感.

摘要：基于发动机设计点参数和压气机、涡轮高转速特性数据,完善了一种计算风扇、高压压气机和高、低压涡轮小转速特性近似方法,并进一步基于涡扇发动机部件匹配技术,建立了某型涡扇发动机起动过程计算模型及相应算法,给出了比较合理的发动机起动过程模拟结果.

摘要：用模态实验的方法对某型飞机发动机机匣的模态参数进行了识别。考虑噪声对频响函数的影响,在功率谱分析时,导出了噪声影响情况下的功率谱表达式,利用这个表达式计算了频响函数并最终用来提取模态参数。引入预实验方法用于机匣模态参数的探测中,以确定机匣上各个测点和激振器激振点的合理布置。考虑到实际工作时的激励情况,在实验台上用白噪声随机激励来模拟环境激励,对机匣进行了模态实验。与计算模态相比,用实验模态方法提取模态参数,避免了复杂的有限元建模与仿真,并能用相干函数来检验测得的实验数据的有效性。实验模态分析表明,得到的模态参数对于进一步改进机匣设计、分析其振动、疲劳寿命特性等具有重要的意义。

摘要：采用粒子图像测速(PIV)技术,对共轴式双旋翼在悬停状态下的流场进行水洞实验,测量得到旋翼流场的涡量和速度分布,桨尖涡的结构和脱落轨迹等直观整体的图像,研究了共轴式双旋翼悬停流场的气动干扰特性.为了比较,对单旋翼也进行测量.实验结果为直升机的气动计算和合理设计提供了可靠的实验依据.