新型消旋波瓣混合器射流掺混机理研究

为了消除高进口预旋时波瓣混合器表面流动分离,将基准波瓣混合器侧壁直叶瓣设计成类叶型式的折转叶瓣,形成一种新型消旋波瓣混合器。研究了多种进口预旋工况下消旋波瓣性能参数、涡系发展以及射流掺混机理与基准直波瓣的异同。结果表明:新型消旋波瓣改善了进口预旋工况下波瓣吸力面压力分布;重新组织了波瓣出口截面气流周向角度的径向分布。在进口预旋超过10°以后,消旋波瓣混合器的总压损失以及波瓣式喷管的总压损失均小于基准直波瓣。消旋波瓣混合器在高进口预旋时性能优异,波瓣出口截面周向气流确实加速了下游射流掺混。     

进口预旋条件下波瓣混合器强制掺混机理

以波瓣混合器为研究对象,通过试验和数值计算的方法研究了其强制射流掺混的机理及进口预旋对射流掺混的作用机制.结果表明:κ-ωSST模型能较好地模拟波瓣射流掺混过程;波瓣贯穿区径向压力梯度所诱导的大尺度流向涡在射流掺混过程中起支配作用;与轴向进气工况相比,进口预旋导致附加流向涡对及中心锥下游回流区的形成,强化了射流涡系间相互作用,加速了射流掺混过程.     

进口速度畸变以及涵道比对波瓣混合器性能影响的试验研究

为了研究不同进口速度畸变以及涵道比对波瓣混合器性能的影响规律,以带进口畸变孔板的双涵道全环轴对称加力模型试验件为研究对象,采用五孔探针配合三维位移机构测量了不同涵道比下波瓣混合器后的三维流场。试验研究表明:随着波瓣混合器出口距离的增加,内外涵掺混速度先升高后降低,总压恢复系数逐渐降低,混合效率和推力增益逐渐升高;随着混合器涵道比的增加,流向涡及低温区域范围增大,混合均匀性下降,混合效率和总压恢复系数均降低;进口畸变峰值在上方时,气流加速掺混对推力增益有益,总压恢复系数更高,小涵道比混合效率更高;进口畸变峰值在下方时,扩压段壁面静压和中心锥锥体静压均较高。     

波瓣混合器涡系结构及射流掺混机理的数值研究

借助流体力学软件ANSYS CFX,对波瓣混合器射流掺混流场进行了全三维定常数值模拟,研究了流场中各涡系结构的形成机理及发展过程,并详细探讨了其加速射流掺混过程的作用机制.结果表明:基于SST(shear stress transport)模型的封闭N-S方程能较好地模拟波瓣混合器射流掺混过程,波瓣特殊几何外形诱导产生的流向涡主要通过扭曲内外涵交界面的间接方式加速射流掺混过程,波瓣下游剪切层中K-H(Kelvin-Helmholtz)不稳定性发展而成的正交涡是直接加速射流掺混的关键因素,波谷附近二次流之间的相互作用所产生的通道涡对该区域内的射流掺混有明显的加速作用,受波瓣前缘切割的边界层在径向压力梯度作用下沿波瓣表面卷起而形成的马蹄涡对射流掺混的影响不是特别明显.      

交变波瓣喷管高效掺混机理

结合现有交变波瓣的特点对基准波瓣喷管进行处理,设计了一种新型波瓣喷管——剑形深波谷交变波瓣喷管。采用数值方法对基准波瓣喷管、平端面交变波瓣喷管、斜切交变波瓣喷管、剑形深波谷交变波瓣喷管、斜切交变波瓣喷管扇形处理的射流掺混进行模拟,研究了交变波瓣喷管高效掺混的机理。结果表明,交变波瓣喷管除了深、浅波谷之间的尾流区和较小的核心区代替了基准波瓣喷管较大的核心区以外,在侧壁尾流区产生更饱满的流向涡,以及深波谷端次流前锋的刺入或在深波谷端产生流向涡,都对提高掺混效率起重要作用。交变波瓣喷管射流掺混中横向流动程度越大造成的流动损失越大,其关系为初始流向涡量每增加0.1,总压恢复系数将减小0.0001。     

盘腔进气位置对径向预旋系统的影响

为减少径向预旋系统的流动损失,运用数值模拟方法对不同盘腔进气位置的径向预旋系统进行分析,结果表明:随着盘腔进气径向位置的增加,预旋喷嘴出口气流旋流比随之逐渐减小,径向预旋系统的温降系数及总压损失系数均随之逐渐增大。当旋转雷诺数等于7.9×106,盘腔进气位置由低位向高位变化时温降系数最大可增加525%,同时总压损失系数增加3.93%。径向预旋系统内比熵增主要发生在预旋喷嘴和共转腔,约占系统总体比熵增的80%。随着盘腔进气径向位置的增加,径向预旋系统总体比熵增降低,预旋喷嘴比熵增占比逐渐增大,共转腔比熵增占比逐渐减小。     

翅片安装高度对共转盘腔减阻特性影响的数值研究

为了探索翅片安装高度变化对共转盘腔径向内流总压损失的影响规律,对不同转速、翅片径向安装高度下的去旋系统展开了数值研究,得到了不同工况下径向内流共转盘腔的流场结构及总压损失分布曲线。研究结果表明:翅片安装高度能够影响盘腔内部旋流比分布情况,翅片吸力面流体的旋流比大于压力面侧;随着翅片安装高度的升高,减涡器的总压损失先减小后增大;在所研究工况及结构参数下,翅片下端径向高度与盘腔高度比值为0.476时减涡器的减阻效果最好,压力损失系数降低16%左右;在一定条件下,翅片式减涡器总压损失主要集中在翅片所在盘腔分区;翅片上端和下端盘腔分区总压损失对减阻性能的影响起决定性作用,且上端的影响大于下端的影响。     

ATR发动机燃烧室波瓣混合器张角及瓣宽比对掺混、燃烧特性的影响

为了促进空气涡轮火箭发动机燃烧室内来自压气机的空气和流经涡轮的富燃燃气的掺混、提高燃烧效率,本文基于空气涡轮火箭发动机燃烧室入口结构参数设计了波瓣混合器,并采用数值模拟方法通过调整张角及瓣宽比对波瓣结构进行优化。结果表明：1）保持外张角不变,增大波瓣内张角可以有效改善内涵燃料在燃烧室中心轴附近区域燃烧不完全的状况;2）在内、外张角相同的条件下,通过减小瓣宽b2使瓣宽比 大于1可以提升掺混及燃烧效率;3）相对于非反应流动,波瓣诱导流向涡在反应流中强度更高,沿径向向外移动的速度也更快;4）带有波瓣结构的燃烧室内,因内、外涵气流掺混造成的总压损失很小,80%以上的总压损失是由加热造成的。     

前可变面积涵道引射器特性的试验与数值模拟

为了研究主、次流的进口总压比及出口背压对前可变面积涵道引射器(FVABI)工作特性的影响与流动掺混机理,采用试验与三维数值模拟方法对不同进口总压比下引射器工作性能及掺混流场随背压变化规律进行了分析。结果表明:标准k -ε模型用于引射器掺混流场的模拟具有较好的准确性;进口总压比越大,引射器总压损失越大;进口总压比不变,随背压增加,引射器总压损失先减小后增加;进口总压比不变,引射器在背压变化过程中存在总压损失最小点;背压减小时,引射器存在临界工况点,且进口总压比越大达到临界工况点的背压越大,可变涵道比的范围变窄;主、次流掺混过程主要集中在沿气流方向上x/l=03~06位置之间,在黏性力作用下动量、质量充分交换,沿流向截面速度径向分布趋于均匀。     

喷水射流预冷对发动机进气温度及流场变化影响的数值研究

为减小整个预旋系统的流动损失,首先对带预旋集气腔进气孔、预旋集气腔、预旋喷嘴的冷气预旋流路进行了分析,发现进气孔和集气腔会导致预旋喷嘴进口流场不均匀,相较于进口均匀条件,预旋喷嘴总压损失系数增大0.026。在此基础上提出了一种将预旋集气腔进气孔、预旋集气腔和预旋喷嘴融合设计的低损失融合式预旋喷嘴设计方案,分析表明：融合式预旋喷嘴能有效减小冷气在预旋系统内的流动损失,在设计工况总压损失系数减小0.032,并使冷气在预旋系统内流动更加均匀,提升了预旋系统的整体性能。     

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。     

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。     

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。     

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。     

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.     

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。     

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.     

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。