多种组合动力方案性能对比研究

针对目前国内外不同的TBCC组合动力概念方案进行了性能对比研究，主要包括:涡轮/亚燃冲压/双模态超燃冲压组合发动机、涡轮/引射冲压/双模超燃冲压组合发动机、射流预冷涡轮/双模态超燃冲压组合发动机和空气涡轮火箭/双模态超燃冲压组合发动机。通过发动机性能计算，获得了不同方案的高度、速度特性；基于马赫数6.5高超声速巡航飞行器相同的飞行任务和气动特性，计算比较了不同动力方案的飞行器航程、巡航距离和加速时间等性能参数。结果表明:涡轮/亚燃冲压/双模态超燃冲压组合发动机在4种方案中比冲最高；在相同的翼载和起飞推重比下，涡轮/亚燃冲压/双模态超燃冲压组合发动机具有最大的航程和巡航距离，但爬升加速时间最长；空气涡轮火箭/双模态超燃冲压组合发动机的航程和巡航距离最短，但加速性能较高，爬升加速时间最短。     

超燃冲压发动机模态转换及推力突变实验研究

针对双模态冲压发动机燃烧室模型开展了来流连续变化飞行马赫数5.0~6.0加速上行和6.0~5.0减速下行的地面直连试验研究。首先基于直连台架推力及时间离散质量加权沿程马赫数一维计算，观察到了加速上行过程中来流变化导致的亚燃-超燃工作模态转变及推力突变现象；通过高速纹影流动显示技术及流动特征提取，提炼了来流变化导致模态转换及推力突变过程中瞬态流动特征的发展规律；最后通过超声速核心流激波强度理论以及压比时空图对动态飞行轨迹模态转换及推力突变机制进行了讨论，研究结果表明:释热总量与内流道匹配是模态转换及推力变化过程的根本，主导流动特征是隔离段预燃激波强度演变特性，然而燃料横向射流气动节流以及释热反压在隔离段预燃激波削弱耗散之后，仍然可对来流进行减速并维持推力。同时，动态飞行轨迹气动热及燃烧热积分效应可改变热流边界层特性以及发动机内流道抗反压能力，造成亚燃与超燃工作边界变化。     

矩形截面超燃发动机不同燃烧模态下的流场特征

为研究乙烯燃料矩形截面超燃冲压发动机不同燃烧模态下的流动特性，在直连式试验的基础上对冷流和不同当量比的4个状态进行了三维定常数值模拟，比较了试验和计算结果，选择了适用于本构型的模态判别准则，给出了流道内壁面压力、一维平均马赫数的沿程分布规律，分析了各状态下流场中波系结构、流动分离及燃烧的特征。研究结果表明:采用AHL3D对该发动机进行三维计算所得壁面压力与试验壁压吻合良好，试验与计算具有较好的一致性；未注油的冷态情况下流道内形成由多道斜激波与膨胀波组成的反射波系，壁面压力波动较大，波系分布主要受流道结构影响；纯超燃模态时，燃料喷射与主流相互作用使注油位处形成明显激波，压升起点固定在注油位之后，注油位波系对流场结构的影响较大，同时分离结构分布在整个凹槽内；双模态超燃时，流道内主导波系是激波诱导边界层分离形成的斜激波串结构，燃烧室内波系较弱，此时隔离段内激波串前缘后的角区出现分离，凹槽内分离区域减小；双模态亚燃时，随着逆压梯度激波串的前移，隔离段内角区的分离面积不断扩大，凹槽内分离区进一步缩小。发动机处于双模态超燃或双模态亚燃模态时，随着激波串结构的形成与前移，部分燃烧可能在隔离段内完成；而对于纯超燃模态，燃烧仅发生在凹槽与扩张段内，化学反应与高温区的分布相对更集中。     

不同飞行工况下双模态发动机流动及燃烧特性

为研究煤油燃料矩形截面双模态超燃冲压发动机在不同飞行工况下的流动及燃烧特征,在通过直连式试验验证计算方法的准确性后,对6个不同马赫数及当量比工况进行了三维定常数值模拟,得出了发动机壁面压力、一维质量平均马赫数沿流向的分布规律,分析了各工况下流场中波系结构、释热变化率等特征。研究结果表明:不同工况下发动机明显工作于两类不同的燃烧模态。当发动机处于预燃激波串前传至注油位以前的亚燃模态时,凹槽段波系相对较弱;随着激波串的前移,隔离段中形成明显的分离旋涡结构将燃料卷至上游,部分燃烧在注油位之前已完成;在燃烧室内,分离主要发生于凹槽内部,燃烧释热集中于第一凹槽头部。当发动机处于激波串未前传的超燃模态时,凹槽段波系相对更强,流动参数波动更大,燃烧在注油位以后进行,燃烧室内分离旋涡在流向跨度大,形成从第一凹槽前缘至第二凹槽处的连续流动分离;分离旋涡有助于燃烧向下游传播,因此释热沿流向分布更均匀、更分散。在过渡段诱导流动分离,促使燃烧室内形成大流向跨度的分离旋涡可能有助于燃烧向下游传播,实现分布式释热,避免释热过于集中导致激波串前传。     

大展弦比飞机变翼展洞壁干扰试验与分析

为了掌握不同马赫数、不同展长条件下大展弦比飞机模型风洞试验壁面压力分布,为高速风洞试验中大展弦比飞机模型展长的设计准则提供依据,设计加工了一套可变翼展大展弦比飞机模型,在2.4 m跨声速风洞中进行了洞壁干扰试验。试验过程中,使用13根壁压管测量了洞壁压力分布,试验马赫数范围0.4～0.86,模型展长与试验段宽度比例为65%～90%。结果显示,大展弦比飞机模型展长超过临界值(70%试验段宽度)后,亚声速范围内洞壁压力会产生突变,跨声速洞壁压力变化不大;大展弦比飞机亚声速风洞试验模型展长必须严格限制,跨声速试验模型展长可适当放宽要求。     

用推力矢量控制技术改进超声速飞行器空气动力特性

为了提高某超声速飞机的空气动力学效率和机动性能，本文采用低阶的三维板块法和DATCOM半经验公式，在亚声速和超声速条件下，对不同马赫数和迎角情况计算了基本气动外形的飞机空气动力学特性、表面压力分布以及最大升力。此外还开发了一套软件以实现由引进的先进气动操纵面（如鸭翼等）控制的二维推力矢量技术。试验结果表明：气动操纵面结合推力矢量技术能够产生足够的低头力矩，且有能力满足高度机动飞行时的稳定性要求。此外，不论是亚声速还是超声速飞行，气动操纵面均可以提高气动效率5％-6％。     

微波在薄层等离子体中传输效应研究

为了准确预测再入飞行过程中等离子体对微波传输特性的影响,采用WKB方法、FDTD方法、平面波理论和薄层等离子体理论4种方法,结合粉末激波管上开展的试验研究了X波段和Ka波段微波在薄层等离子体中的传输效应.对于X波段,试验时激波马赫数为9.6、10.7和10.5;对于Ka波段,试验时激波马赫数为10.5.通过对比与分析获得的主要结论有:当等离子体厚度和入射波波长相近时,薄层等离子体理论计算结果比其它三种方法的计算结果更接近于试验结果;在碰撞频率接近并且电子密度小于临界电子密度的条件下,Ka波段微波信号穿过相同厚度的等离子体比X波段微波信号衰减小得多,具有更强的穿透性;如果等离子体碰撞频率和微波入射频率相同,随着电子密度的增加,微波信号穿过相同厚度的等离子体时衰减变大;当碰撞频率和入射波频率差不多时,共振吸收导致衰减达到最大值.     

利用几何遗传方法优化前缘翼根延伸的外形以增强飞行器升力系数和机动性

为了提高所选定飞行器模型的机动性,采用了一种标准遗传算法设计前缘翼根延伸(LEX).同时使用一种由三维低阶板方法结合DATCOM方法半经验公式的改进方法预测复杂外形飞行器(机身 机翼 尾翼)的空气动力载荷和最大升力系数.结果表明,在前缘翼根存在的情况下,升力系数在马赫数为0.4～0.8时提升了20.5%～15.3%,在马赫数为1.2时提升了6.8%,在马赫数为0.2～0.95之间升力系数最大值提升了9.5%～15%.在1～5 km的高度亚音速飞行时,其回转率得到了6.6%～8.0%的提升.     

马赫5一级定几何二元混压式进气道反压特性试验研究

对一种设计马赫数为5一级的定几何二元混压式亚燃冲压发动机进气道进行了风洞试验研究,得到了该进气道的反压特性,结果表明：设计状态时,随节流锥堵塞度的增加,进气道出口反压比不断增加,马赫数逐渐下降,总压恢复系数先下降后上升,通道内气流脉动的功率谱密度无明显峰值;节流锥堵塞比为72%时,发生喘振,喘振基频约为48 Hz;随节流锥堵塞比的降低,进气道喘振基频逐渐降低,进气道结束喘振后结尾激波先到达进气道进口处,然后稳定在进气道内收缩段内,随着节流锥堵塞比的进一步降低,结尾激波逐渐进入进气道扩张段。     

碳氢燃料旋转爆震直连试验研究

以乙烯和常温煤油为燃料开展了旋转爆震直连试验，模拟飞行马赫数5.0，隔离段入口马赫数2.5，采用起爆管进行起爆。研究结果表明，乙烯当量比在0.43～0.99范围内，旋转爆震波均可稳定自持传播，传播频率为5.32～6.42 kHz，传播周期为0.157～0.188 ms。高频压力和壁面压力测量结果表明:旋转爆震波传播频率和燃烧室压力均随当量比增大而线性升高；爆震波高频压力平均峰值随当量比增大先升高后降低；隔离段出口压力随当量比增大逐渐升高，但隔离段入口气流始终未受影响，马赫数保持为2.5。常温煤油当量比为0.70时，也实现了旋转爆震波的稳定传播。     

引射器和TPS校准及试验研究

介绍了中国航空工业空气动力研究院(CARLA)飞行器动力模拟器校准箱系统的基本结构和组成、校准箱测控系统、试验方法和数据处理方法,给出了引射式动力模拟器和TPS在校准箱中首次试验的结果和讨论.结果表明,CARIA校准箱是先进的飞行器动力模拟器校准设备,可以满足对动力模拟器推力和质量流量的精确校准.     

ZnO纳米带和纳米环静电能和弹性势能的分析和计算

氧化锌是一种宽禁带半导体材料。它被广泛地应用于光电子学的各个领域。随着纳米科学的发展。近年来出现越来越多的氧化锌纳米材料的研究。本文从静电能和弹性势能的角度出发，分析了ZnO纳米单晶从带状通过自身缠绕成环状的生长机制，从理论上说明了纳米环能够形成的物理机理以及在何种条件下才能生长出纳米环。     

快速乘除算法及其应用

本文提出了一种同时进行乘法和除法而不增加迭代次数的复合算法(乘除算法)。把SRT除法技术应用到乘除算法中,在选择商时,避免了部分被除数和除数的全精度比较。本文详细地分析了乘除算法,并讨论了该算法在RSA公钥保密系统中的应用。     

论新闻自由与隐私权的冲突与平衡

新闻自由与隐私权在价值上是泾渭分明的,但二者又在理论上与现实生活中存在着严重的冲突,如何平衡这种冲突,给二者划定评判标准,尤其是法律标准是必须解决的课题。     

隐身技术和隐身武器的研究和应用

本文首先简要分析了隐身技术的研究现状，指出隐身技术应在注重雷达隐身研究的基础上，开始大力发展红外、声和视频等其它隐身技术；然后介绍了国外隐身技术的研究和应用进展情况，最后指出隐身技术和隐身武器的宽频带、全方位、全天候和智能化是其隐身特性发展的总趋势。     

树立新时期正确的人才观、质量观和教学观加快高职高专教学改革与建设

教育部高教司原司长钟秉林同志在第一次全国高职高专教学工作会议上的讲话中指出:当前转变教育思想观念要侧重搞清楚三个问题:即高职高专教育应培养什么样的人才;这种人才的知识、能力、素质结构是什么;怎样去培养这种人才.概括起来讲,就是要树立正确的人才观、质量观和教学观.     

主、被动振动控制一体化理论及技术(IV)——主动结构和智能结构

本文是系列讲座文章的第四篇,介绍了主动结构和智能结构的基本概念,以及目前的研究现状。讨论了线性主动结构的基本概念,给出了模态及其基本属性;重点介绍了有限元的建模方法;考虑建模的不确定性,讨论了不确定性的表示方法及振动鲁棒控制问题;针对航天结构的复杂性,给出了优化问题的一般提法,介绍了遗传算法和模拟退火算法两种优化算法。最后引用了两个桁架结构的实例,说明主动结构或智能结构的有关问题。     

主、被动振动控制一体化理论及技术(Ⅳ)--主动结构和智能结构

本文是系列讲座文章的第四篇,介绍了主动结构和智能结构的基本概念,以及目前的研究现状.讨论了线性主动结构的基本概念,给出了模态及其基本属性;重点介绍了有限元的建模方法;考虑建模的不确定性,讨论了不确定性的表示方法及振动鲁棒控制问题;针对航天结构的复杂性,给出了优化问题的一般提法,介绍了遗传算法和模拟退火算法两种优化算法.最后引用了两个桁架结构的实例,说明主动结构或智能结构的有关问题.     

经贸与投资英语词汇特征及翻译策略

经贸与投资英语属于特殊用途英语。该领域的专业英语词汇具有三大特征,即简略性、隐喻性和专业性。其中,隐喻现象在不同词性的实词中广泛存在;经贸和投资英语词汇的专业性突出表现为业务专属性并经常发生因具体业务不同而一词多义的现象。应按照专业词汇的特征选取直译、意译或零翻译的策略。     

航空英语专业课阶段内容依托式教学的模式与效果

研究显示,内容依托式教学法对提高英语专业学生的语言技能、促进专业知识学习有明显作用。该研究通过对行业院校英语专业在民航英语专业课程授课阶段实施CBI教学实验进行研究,探讨了民航英语专业课阶段各门课程的课程设置和教学方法。通过测试、访谈等研究发现:把CBI理念引入民航英语教学不会影响学生的语言发展,还可以显著提高学生的语言输出能力和思维能力。在ESP课程中实施CBI教学模式的关键问题是处理好专业内容和语言技能的比例与衔接,保证学生在课堂中的主导作用和语言教学的核心地位。