李俊浩
- 作品数：6 被引量：5H指数：1
- 供职机构：中国飞行试验研究院更多>>
- 发文基金：中国人民解放军总装备部预研基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术更多>>
- 基于飞行试验数据的进气道畸变预测与试验验证被引量：3
- 2020年
- 采用响应曲面的试验设计方法,构建了基于试飞数据的进气道压力畸变预测模型,进行不同飞行工况进气道畸变模型预测与飞行试验验证研究。研究结果表明:模型预测与飞行试验结果相比,综合压力畸变指数平均相对误差为4.21%,稳态周向畸变指数平均相对误差为7.99%,结果吻合良好,能够满足对该型进气道畸变预测要求;大迎角、侧滑及其组合飞行时,进气道内部附面层气流分离是造成进气道出口畸变的主要因素;进气道出口低压区的位置与飞行姿态角相对应,并在周向上向压气机的旋转方向有小范围偏转,偏转角度与发动机状态相关;采用"模型预测+飞行试验"的模式能够完整、安全高效地考核评估飞机进气道的畸变特性,具有很好的工程适用性。
- 姜健赵海刚李俊浩
- 关键词：飞行试验进气道畸变发动机稳定性
- 基于试飞数据模型的涡扇发动机风车启动特性被引量：1
- 2016年
- 基于实际飞行试验数据,应用人工神经网络方法建立了某型涡扇发动机风车启动模型,利用试验数据样本验证了辨识模型精度。应用该模型研究了不同风车转速对发动机启动特性的影响。使用的模型建立方法以及对风车启动特性影响因素的分析结果可以为后续其他型号发动机风车启动试飞提供参考,也可为风车启动包线扩展及风车启动燃油规律调整提供参考。
- 田煜潘鹏飞李俊浩
- 关键词：飞行试验
- 两型超声速进气道平飞减速时的稳定性
- 2024年
- 通过飞行试验,研究了一种二元斜板式及蚌式超声速进气道在马赫数1.5快收发动机油门平飞减速至马赫数为1.05过程中的畸变及稳定性水平。对比表明:减速过程中二元进气道总压畸变、稳定性裕度均随发动机换算转速的下降减小后保持稳定,而蚌式进气道畸变先上升再下降后保持稳定,稳定性裕度先下降再略微上升后保持稳定。减速过程前半段,蚌式进气道畸变更大,二元进气道稳定性裕度下降更快;减速过程后半段,两型进气道畸变水平接近,稳定性裕度均较低。分析也表明,仅使用流量系数的相对差值计算的进气道稳定裕度反映的进气道流通能力信息比使用总压恢复系数与流量系数之比的相对差值更全面,推荐采用前者作为进气道稳定性裕度评价指标。
- 符小刚李俊浩杨柳
- 关键词：进气畸变稳定性裕度
- 超燃冲压推进系统飞行试验方案
- 2015年
- 飞行试验是进行超燃冲压发动机研制的必备技术手段,也是超燃冲压发动机技术验证的唯一手段,且贯穿于整个超燃冲压发动机研究过程之中。本文对国外高超声速飞行试验方法进行了调研分析,研究了不同形式的超燃冲压发动机飞行试验技术方案,为未来高超声速飞行器及超燃冲压发动机的飞行演示提供技术参考。
- 田煜潘鹏飞李俊浩
- 关键词：超燃冲压发动机高超声速飞行器
- 基于神经网络的航空发动机进口总压畸变重构研究
- 2021年
- 为建立适用于畸变容限控制技术的航空发动机进气总压畸变估算方法,采用基于神经网络方法,以飞机试飞测量数据为基础,分别开展了发动机进口总压流场和稳态周向畸变指数重构方法研究。以壁面静压、发动机进口面中心点总压以及攻角、侧滑角数据分别构建了三种不同输入参数组合的神经网络模型,并对比分析了各模型的重构精度和适用性。结果表明:采用神经网络方法可以较好地建立壁面静压、飞行参数与发动机进口总压分布和稳态周向畸变指数的映射模型;以壁面静压、发动机进口面中心总压、攻角和侧滑角为输入的神经网络模型,对于总压流场重构和稳态周向畸变指数重构都具有最佳的重构精度;采用先重构流场总压分布再计算稳态周向畸变指数的间接方法相对于直接重构稳态周向畸变指数的方法具有更高的重构准确性;对于与建模飞机具有相同进气道结构和布局的飞机,训练完成的神经网络模型对总压流场重构具有一定的适应性,对稳态周向畸变指数重构适用性差。
- 王俊琦李俊浩汪涛刘雨
- 关键词：航空发动机神经网络方法总压畸变
- 带辅助进气的二元超声速进气道低速特性被引量：1
- 2020年
- 通过飞行试验,研究了带辅助进气门的二元超声速进气道在亚声速低马赫数飞行时的内部流场分布及进气畸变等特点。结果表明,辅助进气流与进气道内主流掺混会在进气道内辅助进气门下游区域产生低总压区,引起畸变增加、总压恢复下降,并且进气量及引起的畸变随发动机转速的增大而增大,随马赫数的增加而减小,随飞行高度的变化则无显著差异;同时,侧滑角向左及向右增大时辅助进气产生的低压区范围以及进气畸变也会增大,而迎角变化时进气畸变及总压恢复变化不明显。另外,通过分析各试验点进气道出口低总压区的变化与流量系数的关联,确定了该型进气道辅助进气门打开及关闭状态对应的工作范围。
- 符小刚李俊浩许艳芝
- 关键词：进气道进气畸变飞行试验
