S弯进气道中静压场研究

本文给出了 S弯进气道出口截面上的静压场测量结果。研究表明 ,在不同的进气攻角下 ,S弯进气道出口截面上的静压是不均匀的。攻角愈大 ,静压场畸变愈严重。在进行旋流场研究中 ,如果攻角较大 ,需认真考虑以往壁面 4点线性加权平均压力场处理所带来的误差影响     

二元收-扩喷管气动喉道控制数值模拟

设计了收敛段为圆转方段的二元收-扩喷管,对喉道面积气动射流控制方案进行了数值模拟,分析了喷管出口宽高比、落压比、射流角度对喉道面积和喷管性能的影响.结果表明:喷管喉道矩形截面宽边壁面附近的静压小于窄边壁面附近的静压,并且随着出口宽高比的增大,宽边壁面附近的静压逐渐减小,窄边壁面附近的静压逐渐增大;在同样的落压比下,出口宽高比增大,喉道面积控制范围(RTAC)、喉道面积控制效率(ETAC)增大,总压恢复系数减小;出口宽高比一定时,随落压比的增大,RTAC,ETAC先减小而后基本保持不变,总压恢复系数增大;ETAC随射流角度的增大而增大.     

开槽叶片对大转角扩压叶栅性能的影响

采用从压力面向吸力面开槽的局部流动控制方法,设计了一种收敛转折型的槽道结构.实验对不同冲角下开槽叶栅的进、出口流场进行了测量,利用实验结果对数值模拟结果进行了校核,通过数值计算进一步得到了详细的叶栅通道内流场情况,并进行了结构静力分析.结果表明:在4°进气攻角下,开槽后叶栅尾迹区宽度减小了16.7%,总压损失系数峰值减小了6.07%;在6°进气攻角下,总压损失系数峰值减小了14.7%.叶片开槽从压力面吸入的气流可有效加速吸力面附面层流动,抑制吸力面分离,从而降低总压损失,增大静压比,扩大稳定工作范围.槽道前壁面的转折处存在应力集中,需要进行改进.      

二元高超声速进气道的内压段设计

针对二元高超声速进气道,采用不同张度的样条曲线设计内压段肩部型面.在保持二元进气道内压段面积收缩比及喉道面积不变的条件下,通过数值仿真研究了不同内压段长度、下壁面型面样条曲线张度对进气道性能的影响.结果表明:内压段的长度变化对进气道的气动及起动性能有较大影响,当内压段长度与喉道高度比 L/h_t为8.4左右时总压恢复系数较优;采用合适张度的样条曲线代替传统的肩部圆弧过渡,能够提高进气道总压恢复系数,改善进气道起动性能;随着内压段长度增加,其所对应的性能最优样条线张度值不断减小,建议选取样条线张度值为0.80~1.25.      

捕获型线对内转式进气道外压段几何与气动特性的影响

以直内收缩锥流场为基准流场，构建了一套内转式进气道外压段的设计与性能快速分析程序.进而以矩形捕获型线为例，研究了决定捕获型线形状、位置的3个参数(中心距、旋转角和宽高比)对进气道外压段几何与气动特性的影响，将捕获型线为矩形、带圆角矩形及圆形时的外压段进行了对比.结果表明:捕获面平均半径是可作为评价外压缩段设计的一个重要几何参数，平均半径越大，总压恢复系数越高；对于矩形捕获型线而言，当中心距增加时，前缘长度、弧长、湿润面积单调增加，外收缩比单调减小，而旋转角和宽高比对外压段几何参数的影响比较复杂；在矩形捕获型线的3个参数中，中心距对总压恢复系数的影响最显著.此外，当捕获型线的中心距与面积保持不变时，圆角半径对外压段几何与性能参数影响不大.      

双级旋流器偏心对出口流场影响

采用试验研究方法,以同一旋流器搭配不同尺寸出口限制域为对象,研究了双级旋流器偏心后,出口流场的变化规律。研究表明:当限制域边界尺寸(L)与旋流器特征尺寸(D)比值小于某个特定值时(L/D=33),旋流器出口射流与壁面存在附着点,出口流场由收缩型变为扩张型;对收缩型流场,旋流器偏心对出口流场影响较大,尤其是径向速度场分布,由无偏心时的负值(小于-4 m/s)增大至正值(大于1 m/s);对扩张型出口流场,旋流器偏心几乎不影响出口轴向、径向速度的分布及大小,如中心线的轴线速度最小值均在-44 m/s附近,径向速度最小值均-1 m/s;进行旋流器设计时,通过减小出口限制域与旋流器特征尺寸比值的方式,使出口流场呈扩张型,可有效抑制旋流器偏心对出口流场的影响。     

发动机短舱内型面参数设计对进气效率的影响研究

发动机短舱是亚音速运输机的重要部件之一,其设计需要考虑多方面的影响因素。其中,收缩比与扩散段长度是短舱进气道内型面设计的重要参数,对短舱的进气效率有直接影响。本文从某型飞机基于某型发动机设计短舱出发,在计算流体动力学软件Fluent中对单独短舱的流场进行了数值模拟,着重分析了进气道出口截面的总压恢复和流场畸变情况,并探讨了收缩比、扩散段长度对进气效率的影响规律。     

不同进气状态对矩形大S弯扩压器流动特性的影响

通过亚音扩压器内壁面流谱图、有关截面的总压恢复分布图、速度矢量图以及各壁面沿程静压恢复系数分布分析对比了四种进气状态下矩形大Ｓ弯扩压器流动特性。试验表明不同进气状态对矩形大Ｓ弯扩压器性能有很大影响，其中均匀核心流进气条件下的流动代表了大Ｓ弯扩压器流动的一般特征，其出口平均总压恢复系数最高，周向总压畸变指数不大，旋流很弱。研究腹部或两侧进气道地面起飞进气状态下矩形大Ｓ弯扩压器的流动特性更具有实际意义。试验表明其出口平均总压恢复系数较低，周向总压畸变指数较大，旋流较强且很不规则。     

超声速/高超声速双拐点喷管设计

为实现直连式试验台、高温风洞等试验设备的多马赫数运行,提出了双拐点喷管设计方法.喷管分2段设计,第1段共用,采用3次B-Spline函数描述喷管轴线马赫数分布.首先采用特征线方法求解Euler方程,得到无黏的理想喷管型面.其次采用参考温度方法求解边界层位移厚度,对无黏壁面进行修正得到实际壁面.共用段喷管出口的平行均匀流作为第2段喷管设计的初值.为验证设计方法的可行性,设计了中间马赫数为3.0,出口马赫数分别为4.0,4.5和5.0的双拐点喷管,并采用雷诺平均的Navier-Stokes方程对设计的喷管流场进行数值模拟.计算结果表明:喷管出口流场均匀,试验菱形区的马赫数误差小于1.2%.该方法提高了喷管设计精度,保证消波干净,为直连式试验台、高温风洞等设备的多个喷管共用一套动力系统提供了基础.      

基于神经网络的航空发动机进口总压畸变重构研究

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。     

高校图书馆期刊管理服务创新举措

高校图书馆期刊管理工作需立足本校实际情况,提高期刊信息服务意识及采购质量,建立合理的馆藏期刊结构,创新期刊管理服务措施,拓展期刊服务内涵。高效发挥期刊信息的作用,提高期刊资源利用率,更好地为读者服务。     

方波幅度的测量不确定度

介绍了用众数法评价方波幅度时的不确定度分析和评价过程；讨论了主要的不确定度来源，包括众数判别区间的影响、波形测量系统幅度测量误差的影响等等；给出了减小不确定度的主要措施，并结合一个实例，给出了方波幅度的不确定度评价结果。     

逻辑分析仪部分参数测量结果的不确定度评定

介绍了逻辑分析仪部分参数测量结果的不确定度分析评定方法，评定过程及结论，可应用在对于计量标准进行相应指标的不确定度评定分析上。     

秒表检定的测量不确定度评定

介绍了用标准时间间隔发生器检定秒表时，测量结果不确定度分析和评定过程；讨论了测量不确定度的几个主要来源；通过一组实例，给出了秒表检定不确定度的分析和评定结果，该过程和结论可应用在对于计量标准进行相应指标的不确定度分析上，也可用于估计秒表检定本身的不确定度。     

高校廉洁文化教育的载体构建

作为构建反腐倡廉体系的基础性工作之一,高校廉洁文化教育是从源头上防治腐败的根本之策,关系到整个社会廉洁文化的建设。从打造廉洁文化教育教师主体团队,发挥党团组织的战斗堡垒作用,弘扬廉洁校园文化节、占据网络文化教育阵地等方面,对高校廉洁文化教育载体进行研究,旨在为高校廉洁文化教育提供些许参考意见。     

非线性方程迭代算法收敛性分析

从几何上分析了迭代格式xn+ 1=φ(xn)所产生的序列收敛于方程根的收敛条件 ,导出了不依赖函数可导性判断迭代序列收敛的收敛定理 ,给出了产生收敛的迭代序列的技巧。     

电磁辐射干扰试验的测量不确定度评定

详细地分析了利用吉赫兹横电磁波室进行小体积受试设备(EUT)电磁场抗扰度测试的不确定度。     

导弹电动舵机伺服控制器的设计

在分析导弹电动舵机系统工作原理的基础上,采用了高性能数字信号处理器(DSP)和集PWM的功率驱动芯片SA60来实现四台他励直流有刷电机的集中控制.并运用位置环、转速环和电流环的三环控制算法,实现了新型全数字导弹电动舵机位置伺服功能.     

数显测高仪示值误差的测量不确定度评定

针对数显测高仪各校准点示值误差的校准方法,给出了示值误差的数学模型,并以某校准点为例,对该校准点示值误差的合成标准不确定度和扩展不确定度进行了评定.     

基于正交设计的某型飞机翼尖小翼优化设计方法研究

飞机翼尖小翼设计是一个多因素设计,在机翼设计中比较复杂,影响参数较多。采用基于正交设计的方法,利用CFD技术,可较快的优选出小翼的倾斜角、高度、前缘后掠角、安装角等参数。以设计状态为例,对优选出的每个因素取三种水平进行了具体的计算,并给出了具体的结果,通过各因素在各水平下的平均升阻比,可以得到最优的参数值。结论说明给出的方法是合理的。实验也证明了该方法可以节约时间和经费。