先进战术战斗机推进系统循环参数优化研究

本文对有超音速巡航任务和没有超音速巡航任务段的先进战斗机推进系统的循环参数进行了最优化计算和分析对比，并分别研究了超音速巡航距离，发动机全寿命期费用和发动机部件效率对发动机最优循环参数选取的影响。     

用模式叠加法计算进气道雷达散射面积

基于导波模式理论，将进气道复杂终端分成若干个等效终端，提出了用模式叠加法计算飞机进气道的内部雷达散射面积，推导了部分典型等效终端的数学模型，通过计算结果与相关文献实验数据对比表明该方法基本可行。该方法的特点是极化散射矩阵和终端反射系数可分解后分别计算，便于叠加各种进气道构型和不断积累计算模型。     

风扇前缘曲线前掠程度对风扇性能的影响

根据风扇前缘曲线的相对前掠概念，将其应用于NASA67风扇叶片的改型，通过数值模拟研究了三种不同前缘曲线掠弯程度对叶片通道内气流流动的影响，计算结果表明。前掠叶片的等熵效率高于无掠叶片；前掠叶片的稳定工作裕度及流量范围比无掠叶片有很大提高，并随着前掠程度的增大而增大；前掠叶片的增压比低于无掠叶片，且增压比随前掠程度的增大而降低。     

高负荷单级风扇的高空高速特性研究

为适应飞机对高超音速的要求及高超音速飞行器的发展,文章利用NUMECA三维数值仿真软件,对某型高负荷单级风扇进行地面和高空20km、Ma为4的2种工况性能评估和流场分析。结果表明:从地面标准条件升至高空高速条件后,风扇流量衰减37%,峰值压比下降36%,峰值效率增大6.25%;风扇进口来流衰减为亚音速流,导致通过激波增压的超音速叶栅对来流的加功增压能力急剧下降,进而引起整级风扇性能的下降。     

基于反面选择原理的智能融合故障检测模型及其应用

针对反面选择算法用于故障检测所存在的局限性,提出了一种基于反面选择原理的智能融合故障检测模型.该模型利用人工免疫系统的反面选择原理来构建神经网络检测器,通过训练将系统的异常模式信息存储在分布的检测器中,根据检测器的激活来发现系统的故障.通过混沌时间序列的异常检测仿真实验,研究了模型参数对故障检测性能的影响.最后以发动机压气机失速检测实验为例,证实该方法对失速信号的模式特征具有较强的分辨能力,同时表明神经网络检测器比常规的二进制编码检测器具有更好的故障识别能力.     

插板式静态进气畸变数值模拟与试验验证

采用插板的方法模拟进气道畸变对某型发动机进行了进气道／发动机匹配工作稳定性的数值模拟,选取了nlcor=70％、75％、82％、89％、96.7％ 5个工作状态。对进气道出口稳态压力畸变、周向不均匀度的计算与试验结果进行对比分析,得出了与试验结果一致稳态压力畸变。结果表明:发动机换算转速一定时,周向不均匀度随插板高度变化是非线性的,在插板高度大于30％D时,周向不均匀度开始剧增;插板高度一定时,周向不均匀度随发动机换算转速的变化也是非线性的,在换算转速为82％变化较大。     

射流角度对固定几何结构二元喷管气动喉道的影响

采用基于雷诺平均的二维N-S方程和RNG κ-ε湍流模型的有限体积法,对在喷管喉道附近注入不同角度对称射流的二元矢量喷管全流场进行了数值研究.结果表明:射流与主流的总压比RSP越大,射流角度越接近0°,喷管有效喉道面积比越小.与无射流时相比,当射流缝处于喉道处,射流缝宽度为1 mm,射流角度为0°,RSP=1.0时,喷管相对喉道面积比可达到78.15%;保持RSP不变时,改变射流角度,喷管总压恢复系数、推力系数和射流流量基本保持不变;通过改变射流角度可以有效控制喷管的喉道面积.     

不同偏流板侧转角对回流的影响规律

偏流板将飞机发动机尾流导向，防止尾流烧蚀地面或损坏周围设备和建筑，但是偏流板会产生回流，不利于发动机正常工作。以简化发动机模型和偏流板为对象，研究了双发飞机起飞时偏流板侧转角对回流的影响。结果发现侧转角较大时，近地面回流到达发动机尾流下方时，由于主流引射作用会向发动机外侧发生第一次偏转，侧转角越大，偏转越明显；存在一个临界侧转角6°，小于6°时，回流第一次偏转后沿着发动机下侧向前流动，易被进气道吸入；大于6°后，近地面回流一次偏转后会向发动机的外侧进一步偏转，最后向后流动，不会被进气道吸入。同时，随着侧转角增大，更多的高温尾气回流向一侧偏转，有利于另一侧人员和设备的安全。     

射流角度对流体控制矢量喷管的影响

采用基于雷诺平均的三维N-S方程和RNGk-ε湍流模型对某型喷管射流注入时的全流场进行了数值模拟,计算结果和试验数据符合良好。为研究射流注入角度对喷管流场的影响,数值模拟了9组射流角下的喷管流场,计算结果表明:射流垂直壁面注入时产生的推力矢量角最大,逆流注入气流对喷管流场的改变要明显大于顺流注入气流的影响,但产生的损失也较大。     

比热变化对激波诱导气动矢量喷管影响的数值研究

采用基于雷诺平均的二维Navier-Stokes方程和RNG κ-ε 湍流模型的有限体积法,考虑比热随温度的变化,对激波诱导气动矢量喷管的流动情况和性能进行了数值仿真研究。结果表明:与平均定比热计算相比,变比热计算的喷管流动情况发生了较大变化,激波位置前移、激波强度减弱、喷管出口气流平均速度增大;进一步分析发现,与平均定比热计算相比,变比热计算的喷管推力系数、推力矢量角、推力矢量效率均有所增大。