摘要:进气温度畸变是影响航空发动机稳定工作的重要因素，本文首先概述了航空发动机进气温度畸变的来源，介绍了国内外围绕温度畸变引入机制开展的流动机理研究进展，总结了进气温度畸变对推进系统部件和发动机总体的影响。其次，分析了国内外现有的温度畸变模拟装置结构、工作原理与性能特性，介绍了利用畸变模拟装置开展机理研究与工程应用研究取得的进展。进一步，对比分析了各类温度畸变评定措施和评定标准，介绍了进气温度畸变测试环节涉及的关键技术。最后，列举了航空发动机进气温度畸变的抑制技术及针对温度畸变的发动机防喘控制技术，分析了各种技术的优缺点。航空发动机进气温度畸变研究对发动机抗温度畸变设计和测试具有重要的指导意义。

摘要:分离涡模拟（Detached eddy simulation,DES）方法是目前支撑叶轮机械精细化设计的高精度且工程可实现的数值模拟方法之一。本文简要回顾了DES类方法的发展历程、存在问题和解决方法，并以基于一方程的DES类方法为例阐明其构造思路。在准确性验证方面，针对叶轮机械中普遍存在的分离和转捩现象，结合当前DES类方法对经典物理模型的模拟结果，分析了DES类方法对该现象的预测能力。在此基础上，对DES类方法在直叶栅、亚声速和跨声速叶轮机械内流场的预测精度及应用现状进行了简要评述，并着重分析了当前DES类方法在叶轮机械应用中需要兼顾的问题，为下一步DES方法在高性能压气机设计中的应用提供参考。

摘要:采用集总参数法，对航空发动机矢量喷管作动器伺服阀进行了 非稳态热分析，建立了相应的数学模型，研究了环境温度、伺服阀初始温度和伺服阀焦耳热对伺服阀温度随时间的变化规律。结果表明：伺服阀的稳定温度只随环境温度和伺服阀焦耳热的增大而升高，与伺服阀初始温度无关。伺服阀超温时间随着初始温度、环境温度、伺服阀焦耳热的增大而缩短：环境温度为300 ℃，伺服阀焦耳热为0.08 W时，初始温度从50 ℃ 到100 ℃，超温时间缩短20.6%。伺服阀焦耳热为0.08 W，初始温度为70 ℃，环境温度从250 ℃ 上升400 ℃时，超温时间缩短了60.8%。环境温度为300 ℃，初始温度为122.6 ℃时，10 W的伺 服阀焦耳热相比0.08 W，超温时间缩短了38.3%。

摘要:根据1 000 MW超超临界锅炉的实际运行数据，对其结渣特性进行研究和分析。建立了基于煤灰特性的锅炉结渣特性预测模型，包括单一指标和综合指标的各预测模型，这些预测模型能简单、快速地预测锅炉的结渣特性。但对于锅炉燃用煤质不均匀或采用混煤燃烧等情况，这类预测模型的准确性和可靠性将下降。同时根据锅炉运行时的实时监测数据，建立了基于炉膛清洁因子的炉膛结渣特性在线监测模型，通过炉膛出口后各受热面进出口蒸汽温度、流量，以及省煤器出口烟气温度等有关参数，利用反平衡法计算求得此时的炉膛出口烟气温度，然后求出炉膛的平均热有效性系数和炉膛清洁因子，最后根据清洁因子的大小来判断锅炉的结渣特性。该模型不仅能根据锅炉运行实时数据的采集，实现锅炉结渣特性的在线实时监测,而且能对煤质不均匀或采用混煤燃烧等情况的锅炉结渣特性做出较准确的判别。

摘要:理论上爆轰熵增较小，旋转爆轰发动机比常规的爆燃发动机具有更高的热效率和比冲。文中对旋转爆轰发动机的燃烧室结构、爆轰方式、推进性能、热测量和不稳定性等方面进行了研究。结果表明该发动机的实验和数值模拟研究在国内外已经大量开展，但实验数据不够全面，测量手段有限;而爆轰波自身特性给发动机可靠性设计提出苛刻要求，因此旋转爆轰发动机的应用还有待进一步研究和发展。最后，文中总结了旋转爆轰发动机面临的挑战,并指出该发动机在火焰稳定器和磁流体动力发电方面有一定的应用前景。

摘要:在分析国内外已有微型涡扇发动机方案可行性及利弊的基础上，提出一种紧凑型复合压缩系统微型涡扇发动机方案，可在保证结构简化与紧凑的前提下有效降低发动机耗油率。该方案风扇转子与斜流压气机转子构成串列叶片结构，通过对串列叶片独立作用机制和耦合作用机制的研究，认为合理设计串 列叶片转子（全串列或半串列形式）能显著提高内涵压缩性能。通过对该方案的总体性能建模及参数分析，给出了一个设计实例的设计参数及性能参数，该实例中，耗油率比相同性能水平微型涡喷发动机约降低24.4%。对复合压缩系统转子进行了初步设计并进行流场数值模拟，得出转子系统内涵在设计流量下压比5.2，效率91%，外涵在设计流量下压比1.6，效率84%。结合对内外涵流场的分析，表明内外涵均可在较高效率下完成增压作用。

摘要:为了研究高温升直流燃烧室燃烧特性，建立了带三级涡流器的高温升直流燃烧室物理模型，采用稳态雷诺平均N-S方程的化学反应流数值模拟的方法，开展Ⅱ、Ⅲ级径向涡流器旋向、主燃孔和掺混孔特征参数对高温升直流燃烧室的流场及燃烧特性的影响研究。涡流器能够实现火焰筒头部回流区的产生，同时实现主油路燃油的气动雾化和掺混。主燃孔的射流影响回流区的结构，同时主燃孔射流部分进入主燃区，能够保证主燃区的油气比。掺混孔的射流轨迹影响掺 混区的流场和出口温度分布。10种方案燃烧室的温升和总压损失系数均达到设计要求，Mode-1-tx、Mode-3、Mode-3-tx、Mode-4-tx四种方案燃烧室周向温度分布系数(Overall temperature distribution factor,OTDF)达标，而径向温度分布系数(Radial temperature distribution factor,RTDF)略高于设计指标，Mode-5-tx方案燃烧室出口温度系数OTDF=0.178和RTDF=0.061均达标，燃烧室出口温度分布品质较好。

摘要:基于斜切45°规则进口直腔进气道，设计了5 mm×5 mm格栅、15 mm×15 mm格栅、进口开放和封闭4种模型。结合多层快速多极子方法(Multilevel fast multipole method,MLFMM)对格栅电磁散射特性进行仿真研究，并制作了相同的试验模型进行验证，获得了格栅特征几何参数，如格栅孔间距、格栅倾角以及格栅厚度等对电磁散射特性的影响。研究表明：(1)格栅电磁散射特性数值计算结果在角域-30°~30°范围内与试验结果比较吻合，验证了仿真计算的有效性；(2)10 GHz下， 格栅孔间距为λ/2时，格栅电磁屏蔽效率约为43%，而孔间距达到λ/6时，接近于完全屏蔽；(3)随着格栅倾角增大，格栅电磁屏蔽效果逐渐减弱；(4)随着格栅厚度增加，格栅电磁屏蔽效率增加，但增加的幅度逐渐减小。

摘要:针对一个带中心内锥结构的二元波瓣强迫混合器，在模拟加力燃烧室的实验装置上对其掺混和燃烧性能进行了模型实验研究，并与常规的平行进气混合结构进行对比分析。实验结果表明：波瓣混合器使得内、外涵混合气流沿通道高度方向的总压和总温分布趋于均匀，总压损失略大于常规混合器。在相同的油气比下，波瓣混合器可以使燃烧效率较常规混合器提高约10%，而且对点火和燃烧的稳定起到了明显的改善作用。

摘要:针对多层涡轮机匣内部典型阵列冲击/气膜，试验研究了横流出流和气膜出流作用对冲击冷却靶面换热系数的综合作用。重点分析了非均匀阵列冲击射流中，冲击雷诺数（6750~28 500）、横流出流比（0~0.5）等参数对冲击靶板局部和平均努赛尔数的影响。试验中局部和平均努赛尔数均随着冲击雷诺数的增加而提高。当横流出流比增加后，局部和平均努赛尔数均减小。试验结果表明，气膜孔和冲击孔间距较小的工况下能够获得更好的局部换热强化效果。横流出流的存在，削弱冲击射流带来的局部强化冷却作用，并且随着出流比的增大，这种换热削弱程度也逐步变大。

摘要:分析了翅片、隔板和流体的传热规律，采用有限容积法建立了包含相变流和交叉式在内的多股流板翅式换热器数学模型。基于蒸发制冷循环试验台，在4种工况条件下对机载交叉式三股流板翅式冷凝器换热性能进行了实验，并在特定工况下，通过温度场分析了各股流体间的换热特性。经数值计算与实验结果的对比，流体换热量的最大相对误差为8.08%，满足工程设计计算需求。通过定性分析，认为流体流量分配不均、相变流体潜热以及相变对流表面换热系数的计算是误差的主要来源。

摘要:建立了一种基于概率损伤容限的航空发动机压气机轮盘风险评估方法，考虑了缺陷发生率、缺陷分布、应力与缺陷检测概率对涡轮盘失效风险的影响。基于适航规章与咨询通告的要求，建立了考虑检查与不考虑检查两种不同的概率风险评估流程。结合有限元应力分析和断裂力学方法计算了压气机轮盘失效风险随循环变化曲线，与咨询通告AC 33.14-1给出的案例进行了对比，验证了本文提出方法的准确性与合理性。

摘要:共轴倾转旋翼飞行器是一款可折叠机翼的高速旋翼飞行器。本文建立了适用于共轴倾转旋翼飞行器直升机模式、倾转过渡模式和固定翼飞机模式的旋翼性能计算方法，并对比风洞试验数据验证了共轴倾转旋翼轴流状态的性能和共轴双旋翼前飞状态的性能。在此基础上，分析了共轴倾转旋翼在倾转过渡状态各性能参数的变化规律、上下旋翼诱导速度的分布情况、上 下旋翼之间的干扰面积和干扰因子的变化趋势。结论表明：相同来流速度下，当倾转角增大，共轴倾转旋翼的拉力系数减小，功率系数先增大后减小，上下旋翼的受干扰面积和干扰因子均增大。

摘要:通过对扇翼飞行器采用风洞试验的方法，研究横流风扇在不同风扇转速、来流速度、迎角、前缘开口角和叶片安装角下的升力、阻力和需用功率，得到相关的试验数据，并进行了处理分析。结果表明：风扇转速是影响扇翼升推力的主要因素，不同迎角和来流速度下扇翼的气动特性也不相同，前缘开口 角和叶片安装角对扇翼的气动特性影响也比较大。本试验进一步验证了扇翼的工作原理以及获得控制扇翼飞行器升推力的方法，为大尺寸扇翼无人机的设计制作提供技术支撑。

摘要:针对某支线客机，从工程设计 的角度，完成了该客机增升装置的气动优化设计。首先根据飞机的相关参数确定增升装置所要达到的气动目标，设计增升装置在机翼的展向和弦向的类型和布置方式，从而确定增升装置的总体设计方案。在二维增升装置设计中，使用NURBS曲线参数化拟合多段翼型缝道部分 的外形，通过数值模拟方法和优化算法对三段翼型的缝道外形和缝道参数进行优化设计，最终确定了三段翼型起飞、着陆构型，提出一种二维三段翼型（前缘缝翼、主翼、后缘襟翼）的参数化优化设计方法。在三维增升装置设计中，根据增升装置在机翼展向和弦向的布置方式，取若干关键截面，按照三段翼型的优化结果生成三维增升装置。对三维增升起飞构型和 着陆构型的气动特性分析评估表明，所设计的三维增升装置满足设定的气动目标。

摘要:在分析GPS欺骗干扰原理基础上， 结合无人机(Unmanned aerial vehicle, UAV) GPS/INS复合导航系统的控制特点，设计了无人机导航系统中状态估计量的创新检测规则。采用直接轨迹欺骗与轨迹融合两种方法，实现了对无人机导航系统的侵入控制， 达到了利用GPS欺骗干扰实现对无人机飞行轨迹进行控制的目的。通过理论推导和仿真分析给出了两种控制模式下归一化新息平方（Normalized innovation squared, NIS），指 出当采用轨迹融合的控制方法时，不仅可实现无人机的轨迹欺骗，而且不易被检测，为GPS 对抗提供了有效的干扰手段。

摘要:针对复合材料单面胶接修理飞机损伤金属结构疲劳寿命分析时，多种失效模式耦合作用、残余热应力和附加弯曲力矩以及裂纹非均匀扩展的影响，提出了一种能够综合考虑上述影响因素的复合材料修理损伤金属结构疲劳寿命评估方法。算例分析结果与试验结果吻合，表明本文方法可为复合材料单面胶接修理损伤金属结构疲劳寿命估算提供参考。

摘要:繁忙扇区的容量随着交通复杂性的改变而动态变化，现有的基于确定容量的管制移交间隔管理策略不再适用，且动态容量下频繁改变移交间隔也不利于空中管制指挥。本文首先通过将交通复杂性转化为管制工作负荷参数，解决移交间隔改变导致的容量动态变化问题，建立基于扇区负荷的容量流量匹配模型。其次设计管制移交间隔策略稳定性表征函数，提出以策略稳定性和延误成本为目标的管制移交策略优化模型和智能算法。最后基于昆明机场进近扇区实际数据进行仿真验证，证明本方法可以获得一组帕累托最优解，能够为流量管理部门发布管制移交策略以供决策支持。

摘要:基本变量重要性测度分析是结构安全评估以及工程优化设计的一项必要工作。本文结合矩独立重要性测度思想和基于方差的重要性测度思想，提出了一种新的适用于多个输出的重要性测度。所提测度利用概率积分转化(Probability integration transformation,PIT)，将输出的不确定性由输出的联合分布函数来表征。在多输出情况下，相比单纯基于方差的重要性测度，所提测度能够同时包含各个输出的不确定性及其相关性。而相比单纯的矩独立重 要性测度，由于它使用方差来衡量变异性，因而求解过程更为简便。在计算多输出的分布函数时，本文采用基于分数矩的极大熵方法结合Nataf变换法，在保证求解精度的同时大大降低了模型调用次数。数值和工程算例说明了该测度的合理性以及计算方法的高效性。

摘要:鉴于目前装备研制早期信息较少，备件需求确定方法与战备完好性指标相脱节，备件需求的不确定性较大,通过建立装备完好率、可用度、平均故障停机时间与备件保障概率之间的关系，确定满足完好率的 区间要求的装备系统备件保障概率。运用Delphi法对装备分系统和LRU的备件保障概率进行分配，进而确定相应的备件库存限额标准。最后，结合实例验证了分析方法的可行性与合理 性。