摘要:结合某型超轻型电动飞机的设计参数，阐述了电动力系统的布局、系统参数匹配的原则和步骤.提出了电动力系统参数匹配和性能验证的方法.从动力性、经济性、系统质量的角度验证了该系统的可行性.参考飞机的最大平飞速度为175.5km/h，大于设计要求的最大平飞速度170km/h，满足动力性能要求.电动力系统的运行费用为6.8元/h，是相近功率活塞发动机运行费用的1/8.与3种电动飞机相比，参考机型的功质比仍比较高，达0.0842kW/kg，为可接受值.

摘要:基于多块结构滑移网格，采用多参考系模型（MFR），对某六叶螺旋桨黏性流场进行了非定常数值模拟.分别建立包围螺旋桨的旋转区域和螺旋桨以外的静止区域，很好地解决了螺旋桨的相对旋转问题.计算结果与实验结果吻合良好，验证了计算方法的正确性.对前进比为0.90和0.75情况下的桨后复杂流场进行分析，得到了螺旋桨尾涡的一些静态和动态特征，螺旋桨尾涡中包含正负两层，与实验观察到的现象一致.获得了螺旋桨对桨后轴向速度分布的影响规律：螺旋桨对桨叶45%和70%半径处轴向速度增加远大于90%半径处轴向速度；随前进比减小，该区域内轴向速度继续增加，90%半径处轴向速度几乎不变.

摘要:发展了一种自由尾迹模型，用于对地面效应状态下的旋翼前飞流场进行数值模拟，并求解该状态下的旋翼气动特性.为了扩大模型的适用范围，使用了面元法模拟地面对流场的影响.为提高尾迹迭代的收敛性和精度，在计算模型中引入了地下尾迹等比例修正、环式地面面元分布等改进措施.结果显示：前进比增加，地面附近的旋翼流场由环流模式转变为地面涡模式.在前飞速度很小时出现的环流，对旋翼前缘的轴向下洗速度影响十分强烈，导致此时出现随前进比增加，旋翼拉力减小、需用功率几乎不变的特殊现象.将得到的旋翼气动特性参数随前进比变化情况同实验值进行了对比，证实了新构建模型的准确性.

摘要:采用计算流体力学（CFD）方法对三段翼和MS-317后掠翼进行了积冰数值模拟研究，基于欧拉两相流理论，应用分区算法，对空气流场和水滴流场进行了数值求解，得到水滴收集率.求解3-D积冰模型得到积冰量.将MS-317的冰形计算结果与实验数据以及软件LEWICE3D的计算结果进行了对比.结果显示：三维积冰模型具有较好的精度，虽然预测的冰形与实验数据有一些差异，最大厚度方面，误差在13.1%以内，但是积冰的类型与体积和实验数据基本一致.

摘要:采用超椭圆方法、面积变化规律及中心线变化规律设计了三种出口形状的S形喷管，结合等效边缘电磁流（EEC）法和迭代物理光学（IPO）法开发了计算程序；EEC法分析喷管出口边缘产生的绕射场对S形喷管的雷达散射截面（RCS）的贡献；IPO法分析S形喷管腔体产生的散射场对S形喷管RCS的贡献；通过对两种电磁场所产生的电磁波的矢量叠加计算S形喷管的总RCS；在此基础上，研究了3种不同出口形状的S形喷管的RCS特性.结果表明：出口形状对RCS影响较大；圆形出口是3种S形喷管中RCS最小的；相互错位的锯齿修型可有效减小喷管的RCS；喷管的S形结构设计使得全局探测角内总散射场的RCS不关于0°探测角对称，并使得最大RCS移向正探测角.

摘要:基于CFD数值模拟技术，考虑变比热比及温度对黏度的影响，针对二次流喷口主要几何参数（二次喷射角度及喷口无量纲展向长度）在不同喷管落压比、二次流压比工况下对激波矢量控制喷管三维流动特性及推力矢量特性进行分析.研究表明：喷射角度增加，二次流喷射前主分离线前移，激波角度增加，在较小的二次流压比下随着喷射角度增加，推力矢量角增大，二次流压比为1.0和1.2时，存在最佳的喷射角度使得推力矢量角最大；喷口无量纲展向长度小于1.0时，喷口前分离涡演变为马蹄涡，并在喷口下游诱导尾涡，二次流压比大于0.6时随喷口无量纲展向长度增大，推力矢量角度增加.

摘要:基于可变时间间隔平均方法，提出了一种不可压缩湍流多尺度模型及平均流动方程.与传统的单尺度湍流模型不同，该模型在建立的过程中，保留了湍流的多尺度特性，结合平均流动方程，可以更好地预测湍流流场特征.通过模拟平面后台阶流动和不对称平板扩压器流动，并将预测结果与标准k-ε模型的预测结果对比，初步验证了其可信性及优越性.结果表明：计算所得的平面后台阶流动的流向再附长度与台阶边压力系数比比标准k-ε模型提高精度约20%；平板扩压器流动的回流区位置误差约为7%、倾斜壁面摩擦因数误差约为5%，而标准k-ε模型未能预测出分离现象.可以看出该模型适用于典型的分离流动，在湍流流场的预测中表现优异，具有一定的工程应用价值

摘要:采用粒子图像测速（PIV）技术，在不同空气压力条件下，测量了微秒脉冲等离子体气动激励诱导流场的演化过程，分析了不同压力下的流场启动涡、流场结构和壁面射流.根据实验数据计算研究了诱导力随压力变化的空间分布趋势.实验结果表明：常压下和5500Pa压力下产生一个启动涡，19000Pa和11700Pa压力下产生两个启动涡.稳定流场结构随压力减少分别为L型、∽型和V型.压力减小，诱导流场对等离子体气动激励的响应时间减少，射流切向距离变短，距壁面法向距离增加.最大诱导力随压力降低减小，x坐标逐渐向表面介质阻挡放电（SDBD）激励器靠近.

摘要:使用标准k-ω模型及与色散模型相耦合的k-ω模型分别计算了NACA0012翼型和NACA 4412翼型的低速绕流问题.NACA 0012翼型计算了其来流雷诺数为2.88×10⁶，攻角从0°到15°范围内的流动结构、翼型表面压力分布和升力、阻力特性；NACA 4412翼型计算了临界雷诺数为1.52×10⁶，攻角为13.87°时的流动分离和翼型表面压力系数 ，并与实验数据进行对比.结果表明：在同等条件下，使用与色散模型相耦合的k-ω模型计算得到的NACA 0012翼型的升力和阻力系数比标准k-ω模型提高精度约5%，NACA 4412翼型的表面压力系数精度提高了约3%，进一步验证了其可信性，可将其进一步应用到低速飞行器的气动计算中.

摘要:为分析工质对系统传热传质的影响，对薄膜传输模型进行了无量纲化求解，获得了弯月面薄膜区蒸发总传热量的近似解.结果表明：同样工况下不同工质的毛细蒸发特性有很大差别，其中理想蒸发量和汽化潜热是主要影响因素.理想蒸发量反映了工质的相变传质能力，而汽化潜热则影响其相变传热能力.通过研究可知：相比甲醇、戊烷等常用工质，氨具有较好的蒸发传输特性，因此采用氨工质的两相传输系统在性能上优于同温度范围其他工质.

摘要:抛开经典Fick定律，提出用传质频率来表征燃油和空气氧氮传质的快慢，建立了以频率传质模型为基础的飞机燃油箱冲洗惰化数学模型，该模型能对传质速度进行量化，而国内外工程界目前使用的模型不具备此量化能力；该数学模型的准确性和有效性得到美国联邦航空管理局（FAA）相关封闭燃油箱内的氧氮传质实验数据的验证；将该数学模型用于仿真A320的飞行阶段的氧的体积分数，仿真结果同测试数据及其他模型的计算结果对比后发现：频率传质模型的计算精度最高；进一步仿真表明，载油率的增加会明显延缓惰化氧的体积分数的降低，且在高载油率下频率传质模型同不传质以及瞬时平衡这两种模型的计算结果差异很大.

摘要:利用数值模拟及实验方法对涡轮叶冠间隙流场换热特性进行了研究，分析静止状态下叶尖泄漏流雷诺数、前后孔岀流比、叶尖间隙等参数对叶冠的表面传热系数的影响.结果表明：叶冠转速的变化对表面传热系数影响较小；随着泄漏流雷诺数的增加，叶冠的平均表面传热系数增大；平均表面传热系数随前、后孔岀流比增大而增大，其中前孔出流比的影响较为明显；叶尖间隙减小，平均表面传热系数增大，并且随叶尖间隙的减小，增长越来越快.将计算与实验结果进行了比较，吻合良好，误差小于10%.

摘要:采用去离子水作为冷却工质，实验研究了并联硅基扩缩微通道热沉内的流体流动与强化传热特性.基于微尺度强化传热机理，设计加工了两种并联硅基扩缩微通道热沉.通过测量流体的体积流量、进出口压降与温度、热沉底面加热膜温度，并以传统矩形直通道热沉为参照，获得了并联硅基扩缩微通道热沉在恒热流边界条件和不同体积流量工况下流体流动与对流传热特性参数.结果显示：相对于矩形直通道，并联硅基扩缩微通道热沉的表面传热系数可提高12.5%~85.1%，但摩擦因数只增加了-9.2%~31.4%.表明并联硅基扩缩微通道热沉具有优越的强化传热特性.

摘要:为验证脉冲爆震涡轮发动机（PDTE）的可行性，建立了PDTE原理性试验系统，主要由脉冲爆震燃烧室、离心压气机和向心涡轮等组成.以汽油为燃料，空气为氧化剂，开展了PDTE原理性试验研究.试验结果表明：爆震燃烧室、压气机与涡轮三者能够协调工作，发动机能够在自吸气模式下长时间稳定连续工作，发动机工作频率最高达18Hz.研究中所采用的气动阀对爆震反传压力波具有很好的衰减作用，低频下衰减效果更为明显，发动机工作在6Hz时压力波峰值可衰减93.8%，在18Hz时衰减幅度降为78.4%.反传压力的降低有利于爆震燃烧室与压气机之间的匹配工作，同时可缩短反传距离，有助于提高发动机工作频率.

摘要:采用三维实体建模软件UG对此二冲程发动机的燃烧室进行直喷化设计，并利用三维CFD仿真软件Fluent对直喷燃烧室的缸内流场进行CFD仿真与分析.分析结果显示：当燃烧室高度从32mm降为24mm，以及活塞顶面与缸盖底面距离从7mm降为3mm时，压缩过程中的反滚流结构消失，扫气效率从87%升高到91%.模拟结果为进一步优化燃烧室结构提供了较好依据.

摘要:在1.5级涡轮实验台上，针对不同转速和不同封严质量流量，分别采用稳态压力测量、瞬态压力测量和二氧化碳体积分数法对燃气入侵现象进行了实验研究，以确定不同工况下主流的动静叶相互作用对燃气入侵的影响以及入侵到盘腔的燃气在腔内与冷气的掺混过程.结果表明：静叶后的时均压力在周向有明显的周期分布，部分区域封严环外的压力高于腔内压力，且随着封严质量流量增加，这一区域逐渐缩小；动叶扫掠带来同频率的压力波动，对于燃气入侵的发生有着重要的影响；通过二氧化碳体积分数实验获得了最小封严质量流量，并得到在封严质量流量不足情况下燃气沿着静盘侧入侵盘腔的结果.

摘要:提出了转差域频谱和转差域包络谱的概念，建立了诊断航空发动机中介轴承故障的方法.利用发动机高、低压转差作为触发信号，对发动机振动信号进行等转差周期采集，并在转差域对振动信号进行频谱和包络谱分析.结果表明：不平衡响应、不对中响应以及外环静止的轴承故障响应等振动信号在转差域频谱和转差域包络谱上的位置随转速变化；而中介轴承的故障响应在转差域频谱上的边频成分间距不随转速变化，具有倍频“恒间距”特征；在转差域包络谱上的位置也不随转速变化，具有“恒频”特征.带外环故障的中介轴承实验表明：转速变化时，在转差域包络谱中，外环故障特征倍频成分位置不变；在转差域频谱中，出现间隔宽度恒定为外环故障特征倍频的频率成分.

摘要:针对基于机匣测点信号的航空发动机滚动轴承早期故障诊断问题，提出了一种基于正则化多核判别分析的融合诊断方法.该方法首先提取多种类型的滚动轴承故障特征；然后采用相同的一组核参数为不同类型的特征分别构造一组核矩阵，并将所有核矩阵组合在一起；最后通过求解一个半无限线性规划得到该组核矩阵关于正则化核判别分析的目标函数的最优线性组合系数，进一步采用该系数计算所有核矩阵的线性组合，从而实现多种类型特征信息的融合.实验结果表明：该方法诊断正确率与采用单一类型特征诊断的最高正确率相比提高了9.25%，同时可以避免核矩阵需要人工选择的问题，从而进一步提高了故障诊断的自动化水平.

摘要:建立了双转子动力学模型，引入中介轴承刚度和高、低压转子陀螺力矩的影响，利用数值分析和实验验证，揭示了同转/对转双转子系统临界转速特性和不平衡响应存在的差异，以及转速比对同转/对转双转子临界转速特性和不平衡响应的影响.结果表明：陀螺力矩是影响带有中介支承的双转子系统转子刚度的主要原因，其刚度变化与内、外转子的转速比大小和相对旋转方向有关，进而导致同转/对转双转子系统临界转速特性和不平衡响应发生改变；相比同结构的同转双转子，在相同的不平衡量作用下，对转双转子的不平衡响应更为显著.对转双转子进行动平衡时，应更加严格的控制内、外转子的不平衡量.

摘要:为研究带挤压油膜阻尼器的航空发动机转子的振动跳跃问题，采用弹性支承的刚性转子模型，结合短轴承π油膜的油膜力模型，建立了系统的动力学方程.采用平均法和非线性动力学中的Chen-Langford（C-L）方法得到了关于轴承系数和转子偏心量参数平面内的转迁集，转迁集将参数平面划分为三个区域，不同区域内具有不同的分岔模式，其中区域Ⅰ为无跳跃现象的理想区域.通过一带有“软特性”非线性特性的附加结构，可以增加区域Ⅰ的范围，减小跳跃区域，扩展了系统的参数优选范围.

摘要:考虑了一个带有非线性弹性支承的偏置圆盘Jeffcott转子系统，研究了常数机动载荷对该系统振动特性的影响.通过数值计算发现：常数机动载荷取不同值时，系统的幅频特性曲线可能出现滞后区变窄、消失以及二次跳跃现象；频率比不同值时，系统振幅与常数机动载荷关系曲线差别较大，在特定转速下，先将常数机动载荷缓慢增加至一定值，再缓慢降低至零，可能引起系统由小振幅稳态解跳跃至大振幅稳态解而无法恢复；转子轴心偏移量随着常数机动载荷增加而增大，受系统工作转速影响不大.

摘要:建立了双转子-支撑系统的有限元模型，模拟了质量不平衡故障和局部轴弯曲故障下的振动信号.根据有限元模型，提出了基于模型的双转子-支撑系统故障识别方法，依次通过单一故障遍历、双故障遍历和三故障遍历方法，实现了故障快速准确识别.仿真结果表明：该方法能够准确识别单一故障和多故障，同时确定故障发生的位置、严重程度和相位情况，优化了故障识别过程，理想情况下减少了98.9%的计算量，加快了故障识别的速度.此外，比较了添加了不同信噪比噪音信号的诊断结果，诊断结果相对误差控制在1%左右，表明该方法具有良好的抗噪声干扰的能力.

摘要:采用经过大量算例验证的可压缩大涡模拟求解器对雷诺数为60154、马赫数为0.402的低压涡轮叶栅T106D-EIZ进行了细致模拟，计算了定常来流和周期性尾迹来流两种工况.对计算结果的分析表明：定常来流工况下，叶片吸力面后部出现大尺寸的层流分离泡，分离剪切层的转捩过程受Kelvin-Helmholtz （K-H）不稳定性控制；尾迹来流工况下，由于来流尾迹的周期性扫掠，时均分离泡尺寸变小，叶栅总压损失降低.对相位平均和瞬态流场的分析表明，尾迹引起的逆射流使分离点后移，形成卷起涡结构，逆射流掠过卷起涡的过程中与其发生强烈的相互作用，产生大量气动损失，而后卷起涡破碎，流动转捩为湍流.

摘要:对一台跨声轴流压气机转子的尾迹流场进行了数值模拟研究和总压实验测量，结合理论分析方法，研究了面积平均和质量平均这两种常用的总压平均方法在跨声轴流压气机转子尾迹测量中的联系与差异.结果表明：在靠近转子尾缘的测量截面，由于转子尾迹流场中存在总压高而轴向速度低的区域，导致面积平均总压大于质量平均总压；而随着尾迹与主流在下游逐渐掺混均匀，面积平均总压又小于质量平均总压.两种总压平均方法的这一规律性关联可以在研究压气机转子尾迹特征尤其是进行数值计算和实验测量结果对比分析时提供一些有价值的参考.

摘要:采用时间精确求解方法对某高负荷跨声速轴流压气机转子在98%设计转速下的叶尖非定常流场进行了数值研究.结果显示，激波自身振荡不明显，叶尖区域流动的非定常性主要来源于叶尖泄漏涡的破碎及其与激波之间的相互干涉.对比设计状态与失速状态下叶尖泄漏涡的特点发现：在近失速点时，叶尖区域间歇性出现前缘溢流.分析表明：叶尖泄漏涡在激波后破碎是造成堵塞的主要原因，也是造成spike型失速初始扰动的原因.

摘要:通过优化环量分布，开发了一种快速的风力机叶片气动优化设计方法.方法中引入了全自由尾涡模型，通过并行处理技术和快速多极子方法加速计算.采用傅里叶级数参数化叶片附着涡环量分布，大幅减少了优化变量数目.以风能利用系数为目标函数，以给定轴向力系数为约束条件，获得环量分布后反求得到叶片最优几何参数.最后通过优化美国可再生能源实验室（NREL）实验风轮进行方法验证，结果表明：在约束条件下，当尖速比分别为3.79和4.74时，优化使风轮的风能利用系数分别提升了32%和8%.在无约束条件下，针对不同叶片数和尖速比，分别对原NREL风轮进行全局优化，得到了风能利用系数均超过0.48以上的最优设计.

摘要:提出了基于高压涡轮（HPT）叶片寿命损耗计算的功率控制策略.通过飞机和发动机模型在不同环境条件下进行飞行任务仿真，得到推力需求及HPT叶片温度等参数，采用逆向工程方法进行HPT叶片寿命损耗计算.结果表明：在满足推力需求的同时，采用降低HPT叶片温度的控制策略能明显减少在不同环境条件下HPT叶片寿命损耗.通过不断调整发动机高压涡轮环境温度使之工作在推力需求基线附近，达到了有效延长发动机寿命的目的，验证了高压涡轮叶片寿命损耗计算方法简单可行.表明基于HPT叶片寿命损耗的发动机功率控制降低发动机寿命周期成本的有效性.

摘要:针对高速热气流风洞供油系统双路流量的协调控制问题，在引入交叉耦合控制算法并汲取滑模控制与动态矩阵预测控制的优点的基础上设计了一种双路流量协调控制器.仿真结果表明：提出的单路流量控制算法能够实现流量的快速、无超调、精确控制，调节时间约为10s，控制精度可达0.1%，并且具有克服系统滞后的能力；提出的双路流量协调控制器提高了双路流量的动态跟随性，跟踪误差在±0.1L/min内.

摘要:为研究液体火箭发动机真空羽流对微波的衰减作用，以某双组元液体火箭发动机为对象，使用热力计算程序对燃烧室内的电子数密度进行了计算，使用冻 结假设和有限化学反应速率假设两种情况对喷管内带电粒子的电离和再结合过程进行了模拟，并对羽流中带电粒子数密度和5~30GHz微波穿过羽流的衰减量进行了估算.研究结果显示：该发动机燃烧室和喷管出口的电子数密度量级分别为 10¹³~10¹⁴cm^-3和10¹⁰~10¹¹cm^-3，K，Na等碱金属为主要电子释放剂，Cl^-，OH^-等基团为主要电子吸收剂；低频微波在羽流中衰减更严重，5GHz微波的衰减可达4.5dB；微波斜穿羽流的衰减通常大于横穿情况.