高阻塞比肋化通道对流换热特性实验研究

采用实验方法对高阻塞比肋化通道的对流换热特性进行了研究。实验的Re数为1400~4500,肋高(e)和通道水力直径(H)的比值(e/H)为0.2和0.33,肋间距(S)与肋高(e)的比值(S/e)为5,10和15。肋化通道中的肋有顺排和叉排两种排列形式。研究结果表明:(1)随着阻塞比和Re数的增加,对流换热系数逐渐增大,但相应的流动损失亦不断升高。(2)无论是顺排还是叉排肋化通道,在肋间距比分别为5,10和15三种情况下,间距比为10的对流换热系数和流阻损失均高于其它两种情况。(3)在实验几何参数范围内,顺排肋化通道的对流换热系数和流动压损均高于叉排通道。     

肋的几何参数对网格式肋化通道的传热与总压损失特性的影响

通过10个实验模型研究了肋宽与肋间距之比t/p以及肋宽与肋高之比t/e对网格式肋化通道的换热与总压损失的影响。实验模型分为两组:第一组5个45/45模型是由两块肋向角分别为45°与-45°的肋化板形成的;第二组5个45/60模型是由肋向角分别为45°和-60°的两块肋化板形成的。模型的t/e分别为0.25,0.30,0.50,t/p分别为0.25,0.33,0.50。在雷诺数为0.5×105～1.5×105时,t/e=0.30与t/p=0.50的模型换热效果最好,但同时压损也最大。45/45模型与45/60模型的换热效果没有明显的区别,但后者的压损却是前者的近两倍。根据实验数据拟合得到了有关参数的准则关系式。      

FADS系统参数的解算和校正方法

<正>嵌入式大气数据传感(Flush Airdata Sensing,FADS)系统是一种通过嵌入在飞行器前端或者机翼前缘的压力传感器阵列来测量飞行器表面测压孔的压力,并由测得的测压孔压力通过特定的解算算法来获得大气数据的传感系统。1 FADS系统的空气动力学模型通过将位势流模型与修正的牛顿流模型用形压系数ε相结合得到FADS的空气动力学模型。形压系数ε是马赫数Ma∞、当地迎角αe与当地侧滑角βe的函数。入射     

网格式肋化通道换热与总压损失特性研究

通过两个实验模型,对矩形网格式肋化通道的换热与总压损失特性进行了实验研究。模型通道的两个宽边是由铝板机械加工而成的肋化壁,两个短边是由胶木板制成的绝热壁。肋化壁上肋与通道轴线所形成的锐角定义为肋向角α,第一个模型的两个宽边上的肋向角分别为45°和-45°(简称45/45模型);第二个模型两宽边的肋向角分别为45°和-60°(简称45/60模型)。两个模型的肋宽与肋间距之比t/p=0.25,肋间距与肋高之比t/e=0.30,肋高与通道高度之比e/H=0.50,即两个肋化壁的肋尖相互接触,从而形成网格式通道。实验表明当雷诺数在0.5×105～1.2×105范围内变化时,网格式内冷通道换热效果比光滑通道提高了5～9倍,但伴随的总压损失增加了3个数量级。      

对纵向等效系统固定与变动1/T_(θ_(2e))拟配的一些看法

在纵向等效系统拟配过程中,固定和变动1/T_(θ_(2e))拟配所得的结果是不同的,有时相差甚远。本文就这一问题,通过几个算例,对同定和变动1/T_(θ_(2e))这两种拟配方法进行了讨论和分析,得出了一些结论。     

利用BPMS实现CRP/VMI

当前在市场全球化环境下,需要企业生产多品种少批量产品、缩短订货到交货的周期和产品寿命周期等。因此,很多企业正在加快进行以生产为中心向以客户为中心的企业转型。市场环境的变化需要能及时反映不断变化的客户需求的的实时企业(Real Tim e Enterprise)。本文提出了将自动补充系统BPM用于CRP(Continuous Rep len ishm ent Program)和供应商库存管理(VM I)的实行方案,使整个过程构成网络服务体系,将各程序在实时供给系统中执行主体间的信息传达迟滞时间或等待时间(waiting tim e)最小化。     

RTM用高性能环氧树脂BA9914e及其复合材料的研制与性能研究

制备了一种适用于RTM成型的环氧树脂体系BA9914e,对此环氧树脂体系的DSC特性、粘度特性和耐热性能等进行了研究;对BA9914e和国产碳纤维U-3160、CF3031经RTM工艺制备的复合材料性能进行了研究。结果表明:环氧树脂BA9914e具有良好的工艺性能和力学性能,适用于RTM整体成型;U-3160/BA9914e、CF3031/BA9914e复合材料力学性能优良。     

浅析A320飞机油箱空气惰化系统及维护

通过研究FAA对于燃油箱抑爆适航条款的要求以及推荐的油箱抑爆惰化系统,重点分析并阐述油箱惰化系统的构架和原理,并对惰化系统各子系统的功能和维护方式进行简要论述。     

一类具有饱和功能性反应的食饵-捕食者系统的定性分析

研究了具有饱和功能性反应的食饵—捕食者两种群模型:dxdt=xg(x)-yφ(x),dydt=y[-d eφ(x)]。分析了该系统的平衡点的类型,及平衡点稳定性。运用Du lac函数法,得到了系统不存在极限环的充分条件。运用Pioncare-Bendixson环域定理,证明了该系统存在极限环的充分条件。     

喷射沉积过程中显微组织的形成机制

通过对沉积还纵剖面的组织分析，发现沉积坯在进缘、上下表面及中心部位的显微组织明显不同。边缘及上下表面区试样的退火试验研究表明，细小的枝晶碎块在高温退火过程中发生凝共和粗化，并导致近球状晶粒组织的形成。试验确定其生长服从：D2-D02=6.37×1020e(-70036.1/T)·τ，晶界迁移激活能Qg=582KJ／mol。并依赖于两种机制：（1）在喷射沉积过程中无强烈变形枝晶的均匀化；（2）变形及断裂枝晶的生长和粗化。     

机载ACMS系统的客户化配置

飞机机载状态监控系统(ACMS)可通过地面配置工具对其进行客户化的配置。本文先阐述了对机上ACMS系统进行客户化配置的方法,并基于客户对飞机状态参数监控的需求,通过实例说明了ACMS系统客户化配置在飞机运营中的重要作用。     

一种新型的飞机油箱催化惰化系统

介绍了一种新型油箱催化惰化系统及其工作原理与发展现状．并与其他油箱惰化系统进行对比．提出了新系统的优势和技术难点。     

Kalman滤波中连续系统离散化的计算机实现

提出一种时间连续系统的离散化算法。运用矩阵论的二次型原理,推导了连续系统离散化的一般公式,得到了系统状态方程在时间域中的离散化通用模型,通过设计参数N保证算法具有一定的鲁棒性。该算法有利于针对时间连续系统的卡尔曼滤波过程在计算机上的一体化实现,仿真结果验证了算法的可行性和有效性。     

惰化系统两种不同引气方式比较

对发动机引气惰化系统及座舱引气惰化系统进行了分析介绍,并对这两种惰化系统的代偿损失进行了计算分析,结果表明,利用座舱引气来替代发动机引气作为空气分离器(ASM)的分离气源,虽然表面上增加了系统重量,但实际对于飞机而言,却可以降低系统的总燃油代偿损失约18.3%。就惰化系统而言,座舱引气方式优于发动机引气方式,它不但可以排除高温气体进入燃油箱的灾难性风险,增加系统在下降阶段的性能,同时能够显著的降低惰化系统对飞机的总燃油代偿损失。     

参数不确定离散马尔可夫跳跃广义系统的鲁棒输出反馈镇定

讨论了含参数不确定的离散马尔可夫跳跃广义系统的鲁棒输出反馈镇定问题。基于受限系统等价(r.s.e.)变换和通过引入新的状态变量,将所讨论的广义系统等价转换为离散马尔可夫跳跃标准线性系统。通过对转换后的系统进行讨论,得到了使闭环系统正则、因果且随机稳定的鲁棒输出反馈控制器存在的线性矩阵不等式充分条件,该控制器可以是降阶的。最后用一个数值算例说明了文中方法的有效性。     

雷达接收机软件化脉冲压缩算法研究

以雷达软件化接收系统回波信号脉冲压缩处理为例,利用FFT算法分析了雷达软件化接收系统脉冲压缩处理软件化的可行性,并进行雷达回波脉压处理的仿真.     

民用飞机惰化系统架构权衡研究

基于单舱惰化冲洗模型理论,采用 Matlab 语言,针对民用飞机惰化系统设计开发出系统架构权衡分析工具,该工具后台程序除集成气源压力接口数据库、飞行参数自动生成模型和 ASM 真值表外,还包含根据落地燃油箱氧气浓度对下降阶段大流量模式下 NEA 最小流量的寻优算法,通过运用该工具,对全燃油箱惰化民机的惰化系统引气增压子系统形式、NEA 流量、 燃油箱通气形式、燃油箱极限氧气浓度对 ASM 数量和引气质量流量的影响进行定量研究,全面比较开式通气架构与闭式通气架构下惰化系统的性能特征,为飞机惰化系统架构设计提供一种工程方法参考。     

机载燃油惰化技术及标准研究

针对目前广泛应用于飞机燃油箱起火和爆炸防护的机载燃油惰化系统,详述了国外机载燃油惰化技术的发展历程,并介绍了国内发展现状,提出影响机载燃油惰化系统设计的关键因素。在此基础上,简述了国内外标准情况,提出了制定我国机载燃油惰化系统标准的建议。     

补气对飞机油箱催化惰化系统性能的影响

针对国产航空燃油高蒸汽压的特点,提出了 1种带外界补气的燃油箱催化惰化系统。以油箱出口抽吸气体流量为基准,推导了系统各部件进出口各组分气体的流量关系,并基于质量守恒方程及气体平衡溶解关系,建立了油箱气相空间气体体积分数变化的数学模型,推导了临界催化效率,并通过实验对核心的油箱模型进行了正确性验证。以 RP-3燃油为研究对象,引入补气比上下限,分析了催化效率、补气比对催化惰化系统性能的影响。结果显示:催化效率高于临界值时,系统补气可以缩短惰化时间,但同时须增加预热功率以及冷却气体流量;催化效率一定时,补气比存在最优解,且与催化效率正相关,归纳了最优解的经验公式。由于惰化效率更为重要,未来国内在设计催化惰化系统时,可通过增设补气系统来加快惰化速度。     

空中飞行试验台新型网络化测试系统设计

随着航空科学技术的发展,空中飞行试验台的试验参数呈几何级增长,基于脉冲编码调制(PCM)架构的空中飞行试验台测试系统已不能满足不断增长的测量参数要求,需重新设计空中飞行试验台测试系统。本文分析了PCM架构测试系统的特点,并基于成熟的网络化数据采集技术,设计了空中飞行试验台新型网络化测试系统,并详述了构成测试系统的各个子系统。同时,分析了新型网络化测试系统的优势以及新老测试系统的数据延迟问题。实际应用表明,新型网络化测试系统能够满足目前的测试要求。