航空发动机气动热力系统模型通过求解部件之间共同工作方程组,来确定发动机相关状态参数。传统的共同工作方程组求解方法是采用定步长Newton迭代方法,每次迭代需要多次调用模型计算雅可比矩阵,为了保证模型的收敛性,通常步长设置比较保守,在一个仿真周期内需要进行多次的迭代计算进行方程组求解,导致航空发动机气动热力系统模型的实时性较差。提出了一种混合变步长Newton-逆Broyden方法求解共同工作方程组。为保证收敛性,在猜值初始偏差较大时采用小步长的Newton迭代法求解方程。为保证收敛速度,在猜值接近真实解的时候采用较大步长的逆Broyden递推法求解方程,并引入松弛因子提高迭代稳定性。应用上述方法求解F404/YJ101变循环发动机的气动热力系统模型,进行了发动机稳态和动态工作仿真。结果表明,混合Newton-逆Broyden方法在航空发动机气动热...

为确保使用自航水雷进行攻势布雷时潜艇的安全性和隐蔽性,充分利用潜艇气动不平衡发射装置布雷效率高的优点,必须建立气动不平衡发射装置的内弹道模型,针对新型自航水雷的特点,仿真分析发射过程,论证发射可行性。阐述了气动不平衡式发射装置的基本原理,分段分析发射过程,针对气动不平衡发射装置的工作流程,利用控制体理论,按照气体工作过程,建立气动不平衡发射装置的发射过程数学模型,结合新型自航水雷的特征参数,依据不同发射深度,计算分析了膛压、出管速度等发射过程的关键数据,论证分析了大深度发射新型自航水雷的可行性和安全性,结果表明出管速度和膛压满足安全性要求,气动不平衡发射装置大深度发射新型自航水雷是完全可行的。

滤毒罐内装填滤纸和活性炭具有多孔介质特性,为了研究活性炭层内流场结构,提高活性炭利用率,采用三维纳维-斯托克斯方程和RNG(Re-normalization group)k-ε湍流模型求解,主要研究了气流流量、活性炭层厚度和上网板开孔方式对滤毒罐气动特性的影响。通过对活性炭层气流速度和滞留时间的分析,能够确定活性炭层优先流和死区的位置。研究结果表明,数值模拟与实验结果符合较好;活性炭层厚度减小时,滤毒罐整体通气阻力减小,气流在滤毒罐外侧滞留时间增加,滤毒罐中间部分气流速度增加。当上网板开孔数量和分布方式变化时,对弧形滤毒罐的通气阻力和气流分布影响较大。

气动喷砂是涂塑复合管道生产工艺中最关键的步骤之一,内部流场特性严重影响着喷砂的质量,提高管道内部流场介质的动量是保证喷砂质量的最有效途径,因此对探究不同喷砂条件下管道内壁流场介质的速度变化显得尤为重要。基于计算流体力学的方法,选择了遵循欧拉-拉格朗日计算方法的DPM离散相模型,利用FLUENT软件对几种不同管径、不同喷射角度下的管道内壁气动喷砂两相流场的静压力和速度分布进行了数值模拟。结果表明:随着加工管件的管径增大,在管件内部流场中气相速度降低,其对固体颗粒的加速作用减小,使得固体颗粒速度也逐渐减小;随着喷枪的喷射角度增加,固体颗粒与管件内壁的碰撞次数增加,固体颗粒速度逐渐减小,但冲蚀磨损区域更集中,冲蚀率逐渐增大。结果为选择合理喷砂工艺参数达到最优的喷砂效果提供了一定理论支持。

尾座式无人机垂直起降,没有多余机构重量,飞行效率高,受到人们广泛关注。在垂直起降阶段和模式转换阶段,该机型螺旋桨高速旋转产生的诱导气流作用在机体上,产生较大的气动影响。一般尾座式无人机建模方法常常忽略该诱导气流气动力,或者采用平板假设经验公式计算诱导气流气动力,带来较大误差影响模型精度。因此,提出利用计算流体力学计算无人机完整的气动参数的方案:将机体分为滑流区和非滑流区分别计算气动力,滑流区的气流速度大小采用轴向动量理论来计算。最后,结合实时仿真平台和机载飞控计算机,实现了尾座式无人机从起飞到降落的整个飞行过程的半实物仿真,验证了模型的正确性,为该机型无人机的研制和实际飞行调试提供了理论指导。

传统双层扑翼飞行器大多依靠水平尾翼进行纵向控制,提出一种利用翅膀的二自由度运动状态切换对纵向气动力矢量进行控制的方法。首先,利用数值仿真对扑翼飞行器的气动力和流场进行了计算,分析了翅膀扑动、翅膀俯仰运动对非定常气动力分量的影响;其次,从翼面涡的运动、翼面压力分布等方面,对气动力分量的控制机理进行了研究。结果表明,双层扑翼飞行器的轴向力主要与翅膀俯仰运动有关,飞行器法向力主要受上下翅膀的非对称涡的影响,而非对称涡主要来自与上、下翅膀的非对称扑动。通过翅膀运动状态的切换,双层扑翼飞行器的时均气动力矢量可在机身纵平面0~180°范围内调节。最后通过一组对比实验验证了所得结论。

航空发动机在实际运行中,压气机叶片会遭受风沙等侵蚀、磨损,从而导致其型面发生改变。为了研究压气机边缘磨损对其性能的影响,构建不同磨损程度的压气机模型进行数值模拟,结果表明,前缘磨损和后缘磨损对压气机性能的影响不一,前缘磨损导致压比、效率降低,堵塞点流量减小,对失速边界没有影响;后缘磨损只在小流量范围对性能影响较大,并且失速边界点流量增大,工作裕度减小,而对堵塞点流量没有影响。压气机性能对前缘更为敏感,前缘磨损导致叶尖区域激波后移,叶中区域分离涡损失增大,从而效率下降。同时,前缘磨损后,压力面的静压减小,导致压气机增压能力降低。

研究电机断条故障信号检测，有利于设备的安全高效运行。为了准确检测电机断条故障，提出了一种基于改进布谷鸟优化搜索路径方法和差量分析的故障检测算法。改进布谷鸟算法克服了转子断条故障易发生误判且检测效率低下的问题。差量分析能够消除基波分量等对故障谐波的干扰，简化频谱分析。结合两者的优点，将健康信号与故障信号相位差最小准则作为改进布谷鸟搜索算法的约束条件．估算出基波参数及相应表达式并将其进行消除。模拟和实测数据的处理结果表明，所提方法有助于断条故障的准确检测。与传统分析检测方法相比，断条故障检测识别性能得到提高。

有限元仿真被广泛应用于航空薄壁结构件加工变形的预测分析，针对现有3—2—1约束原则建立仿真边界条件时存在众多的问题，提出了接触单元约束边界条件法（接触边界法）。基于接触边界法建立有限元预测模型，并引入实测初始残余应力对工件加工变形进行了仿真预测。为验证接触边界法的准确性，选取工件展开了铣削加工及变形测量实验，结果表明仿真与实验变形在变化趋势及变形值上均具有很好的一致性，从而验证了接触边界法的可靠性。利用接触边界法建立的有限元模型对加工后的工件残余应力场进行预测，结果表明：通过变形和残余应力重分布会使加工后工件内部残余应力场达到新的平衡；对于薄壁结构件，材料大量去除后，残余应力值明显减小。

针对损伤保持架振动信号的无冲击特性、非平稳性和故障特征难以提取的问题,提出了基于改进小波包系数熵的损伤程度识别方法。用小波包分解保持架损伤信号获得小波包系数并求小波包系数熵,将小波包系数熵作为特征向量输入支持向量机（SVM）的来识别保持架损伤程度。为提高小波包系数熵的特征敏感性,对小波包系数矩阵元素值和小波包系数概率分布的区间进行修改。最后对正常轴承、保持架点蚀、保持架裂纹和保持架断裂的振动信号进行实验分析,实验结果表明：修改后的小波包系数和区间能有效避免小波包系数概率分布集中;当等分区间数相同且小于170时,与小波包系数熵与SVM结合的方法相比,该方法对保持架损伤程度的识别率更高。