基于盲源分离的航空发动机故障诊断

提出了一种改进的基于ICA法的航空发动机故障信号分析方法,通过将观察信号分块并利用各块来修正分解矩阵,使其能更准确、完整地利用信号所含信息.最后,将该方法应用于发动机振动信号的分离,仿真结果与理论基本相符.该方法对于航空发动机转子振动故障诊断具有一定的参考价值和理论指导意义.     

基于BPHP网络的航空发动机故障诊断

建立了一种BP和Hopfield构成的主从混合网络(BPHP).该网络利用HP网络的动态演化过程加速BP网络的收敛速度,具有记忆特性好,收敛速度快、稳定性强等特点,在与恰当的特征提取方法结合使用之后可以获得较为理想的故障诊断系统.为了验证该方法的优越性,介绍了该神经网络在航空发动机故障诊断中的应用实例,仿真结果表明该方法具有很高的分类效率,具有较好的推广应用前景.     

矢量喷管射流对机场道面气流参数的影响

用Runge-Kutta四步时间推进有限体积法，结合Baldwin-Lomax代数湍流模型求解了雷诺平均守恒形式的三维Navier-Stokes方程，计算了不同发动机喷管射流矢量角时机场道面的速度、压力和温度分布。计算结果表明，发动机射流矢量角对机场道面的速度、温度分布有很大影响。     

二元喷管气动喉道控制性能的仿真研究

为了研究射流总温与射流通道结构对喷管喉道面积控制的影响规律,文中对二元收扩喷管的气动喉道控制进行数值模拟,研究结果表明:增大射流总温能使喉道面积控制效率增大;对比两种采用不同射流通道的气动喷管,在低射流总压比下采用收敛型射流通道的喷管喉道面积控制效率较高,在高射流总压比下采用收扩型射流通道的喷管喉道面积控制效率较高;射流总压比增大喉道面积控制效率先增大后减小;由此归纳出射流速度增大能明显提高射流的喉道面积控制效率.     

槽道出口位置对高负荷扩压叶栅性能的影响

针对高负荷扩压叶栅攻角范围小、吸力面流动易分离的特点,采用在叶片上从压力面向吸力面开槽的方法控制局部流动,设计了一种收敛转折型的槽道结构,并通过数值模拟方法研究了不同开槽位置对叶栅性能的影响,计算结果表明:正攻角工况,叶片开槽处理可以有效吹除吸力面分离气流,从而增大静压升,降低总压损失,扩大稳定工作范围;对于大攻角分离情况,最佳开槽位置位于叶型中部附近。     

飞机进气道／发动机匹配工作流场测试和分析

在介绍全尺寸飞机进气道／发动机匹配工作流场测试系统的基础上，给出了在发动机前安装飞机前机身后，在南面台架试车时测得的进口压力场数据，计算了进口压力场的畸变指数，分析了流场畸变图谱。     

压气机三维流场数值仿真及湍流模型研究

本文利用商用CFD软件对压气机转子通流部分建立了一个三维的数值模拟计算平台.对NASA Rotor 37跨音速压气机转子全工况特性进行了计算,与NASA Rotor37的实验结果对比表明,本文的网格生成技术和数值模拟方法都是比较成功的,满足一定的数值求解精度,具有工程技术应用价值.在湍流模型方面引入Baldwin-Lonax(B-L)湍流模型和Spalart-All-maras(S-A)湍流模型,并对模拟结果进行了分析对比研究.对跨音速压气机转子内流场的数值模拟结果表明:S-A湍流模型对跨音速压气机转子的模拟能力优于B-L湍流模型.     

相关函数法在测量三相感应式角位移传感器角度中的应用

文中在分析三相感应式角位移传感器工作特点的基础上,利用相关函数法推导了通过测量三相感应输出信号幅值确定其角度的计算公式.在此基础上利用基于VXI总线的E1413采集卡和基于PC的PCL-818L采集卡对角度进行了实际测量,该方法测量电路简单,对激励信号要求低,硬件成本低,经实际工程应用表明工作稳定、可靠.     

改变开孔位置对风扇叶片气动特性的影响

基于从叶片压力面到吸力面开孔射流可以延缓吸力面尾缘气流分离的思想,以NASA67风扇叶片为原型进行开孔设计,通过数值模拟分析了开孔射流对该风扇叶片的流动特性、性能和稳定性的影响。结果表明经开孔射流处理能有效改善叶片吸力面尾缘的流动特性,从而提高压气机性能和稳定工作范围,同时合理地选取开孔位置可以进一步有效地发挥开孔射流的作用,从而更好地改善压气机性能。     

芯片冷却系统设计新工艺-计算流体力学数值仿真

通过数值模拟不可压缩三维定常黏性流场，给出了不同流速气流流过电路板上芯片时对芯片的冷却效果。应用计算流体力学的方法可以精确地模拟出气流对芯片的冷却情况，对集成电路板气冷系统的设计具有一定指导作用。