弹用内乘波式进气道起动性能研究

 为弄清内乘波式进气道在低马赫数状态下的流动特征,分析影响内乘波式进气道起动能力的因素,研究与弹体匹配设计的内乘波式进气道的起动问题。首先基于一种有利于出口均匀性的基本流场,采用流线追踪技术,设计了来流马赫数为4.0且进出口形状适应弹体安装要求的双模块弹用内乘波式进气道;此后,采用计算流体力学(CFD)方法获得了低马赫数下进气道的三维波系结构和流动特征。研究表明,进气道溢流口位置是影响内乘波进气道起动能力的重要因素:在溢流口位置由两侧改至最下端后,起动马赫数由3.6下降为3.3;采用单模块方案,溢流口设置在下端后,起动马赫数下降为3.25。此外,设计内乘波式进气道基本流场也对起动性能有影响:设计出口马赫数不变,双模块方案下,入口气流偏转角每增大2°,起动马赫数约下降0.1;单模块方案下,提高入口气流偏转角最大可使起动马赫数下降为3.1;进气道内收缩比对起动能力的影响体现在入口气流偏转角不变时,进气道起动能力仅取决于内收缩比,设计出口马赫数每增加0.2,起动马赫数约减小0.2。研究所分析的各个弹用内乘波式进气道在设计条件下均可捕获99%的来流,在扩大了工作马赫数范围的同时,保持了高流量捕获性能和高总压恢复系数的优势。     

高动态环境下SINS姿态更新的改进等效旋转矢量算法

高动态环境下捷联惯导系统的姿态算法是提高系统精度的关键技术. 通过研究SINS高动态姿态更新方法, 分析姿态矩阵解算的四元数及等效旋转矢量算法, 使等效旋转矢量算法在高动态环境下的应用问题得以完善. 为改善等效旋转矢量算法对于高动态飞行环境的适应性, 以圆锥运动作为环境条件, 对等效旋转矢量算法进行改进, 推导改进算法的误差. 通过与单子样和三子样等效旋转矢量算法进行仿真对比, 验证了改进算法的有效性.      

无源微脉冲射流抑制叶栅气流分离的初步实验

基于一种适用于高负荷压气机的无源微脉冲射流控制技术,在平面叶栅实验平台上开展了低马赫数实验研究,得到了无流动控制时叶栅通道内稳态及动态压力特性.对该分离流场（通道内分离涡主频为478Hz,对应的斯特劳哈尔数Sr约为0.2）进行了无源微脉冲射流控制通道内气流分离的实验研究,并针对148Hz到840Hz频率范围内的无源微脉冲射流控制分离流的效果进行了实验测量分析.实验结果表明:在分离涡主频0.85~1.20频率范围内,控制效果最为明显;相比于开缝吹气等定常射流控制方式,无源微脉冲射流控制方式引气流量小,大幅降低了引气对压力面流动特征及叶栅总体性能的影响.      

简论国有企业改革中的产权构建

国有企业产权问题是国有企业公司制改革的核心.要做到产权明晰,必须正确认识法人财产权与股权的性质,把国家作为投资者对国有企业享有的股权与国有企业享有的法人财产所有权分开,改变传统的国有企业财产属于国家所有、国有企业是国家附属物的状况,赋予其独立的市场主体地位,使其得以独立地参与市场竞争.     

附加涵道风扇系统叶尖涡轮流动特征

针对一种可极大提升涵道比的气驱附加涵道风扇推进动力系统开展研究,采用数值模拟手段重点分析了其核心部件叶尖涡轮的流动特征和工作机理,为后续发展这种大涵道比推进动力奠定理论基础。研究表明:叶尖涡轮实质上是具有低稠度低展弦比特征的轴流涡轮,稠度可低至0.6,展弦比可低至0.4。低展弦比造成的叶尖涡轮间隙泄漏损失增大为原来的2倍,泄漏涡径向侵入叶根,主流流动损失加剧,大大降低了低稠度涡轮能量提取效果;稠度降低会使得喉道位置迁移,导致气流偏转和膨胀加速能力大幅下降;基于这一结构,提出有效提能区和能量提取率来阐明其做功机理并表征低稠度叶尖涡轮的出功能力。      

采用DMD方法研究叶栅不同攻角的拟序结构

为分析平面叶栅分离流非定常拟序流动特征,对三个不同攻角下的叶栅进行了单通道的大涡模拟仿真,并采用动力模态分解（DMD）三个工况的流场结构进行了分析。DMD方法对包含复杂时空信息的叶栅分离流流场进行了解耦,剥离出了反映流场主要动力信息的模态,获得了其频率和与之对应的空间结构。并且通过DMD方法,将原本需要研究大量不同时刻的流场,转移到仅需要对少量模态的研究即可,实现了保留主要动力特征的低维近似。通过DMD分析表明:气流经过叶片前缘产生流动分离,形成不稳定的剪切涡结构,它和尾迹区脱落涡相互耦合,并形成新的拟序结构。随着攻角的增大,前缘剪切涡及其与尾迹涡的耦合也同时增强,流场变得更加复杂。      

在超低温下铝合金的力学性能

近年来,随着航天事业的发展,以液氢及液氧为燃料的火箭的研究受到重视,并开始认识到关于火箭结构材料,特别是火箭贮箱用材料的超低温力学性能之知识的重要性。同时也更加关心获得这些知识的手段的超低温材料试验。特别是拉伸试验,由于能获得很多关于材料的力学性质方面的知识,过去曾进行了在液氢温度下的一些实验,然而在条件更苛刻的液氦温度4.2°k下的实验事例是极少的。本报告之目的在于考     

超声电火花复合加工

RC电火花加工电源,随电阻R变小,加工生产率增高。但是,R值变小会使间隙放电困难,容易产生持续放电以至不能进行加工。如使电极作超声振动,即使R值较小,可得到高效率加工。图1是使电极作趣声振动的电火花(放电)加工电路原理图。在图中,超声波发生器输出功率150瓦,频率为24千赫,电极端部振幅12微米,电极材料是黄铜,直径为3毫米;工作液采用水,直流电源电压为100伏,电容C最大值为290微法:工件是高速钢。图2表示在上述条件下,电阻R(Ω)与加工生产率的     

叶尖间隙对离心叶轮偏置分流叶片工作机理的影响

采用计算流体力学方法研究了不同叶尖间隙情况下偏置分流叶片提升离心叶轮性能的机理.叶尖间隙较小时,主叶片吸力面附近分离区导致主要损失,分流叶片偏向于主叶片吸力面利于削弱损失、提升叶轮性能;随着叶尖间隙的增加,泄漏流的影响增加以至损失集中于分流叶片和主叶片压力之间的通道,分流叶片宜向主叶片压力面偏置,以减少泄漏流在同一通道的聚集.叶尖间隙和分流叶片周向位置对间隙泄漏流、叶片吸力面分离形成的损失及相互关系有着耦合影响,分流叶片周向位置的改变可以调整通道的横向压力梯度、泄漏流掺混入主流的位置,改善分流叶片两侧通道的损失的分配,分流叶片最佳偏置方向随叶尖间隙的大小而发生改变.      

基于三维高分辨率CFD解法的气动优化研究

采用以高分辨率MUSCL格式为核心的三维CFD解法，与自动化网格生成技术等结合，构建了适用于各类亚、超音速气动优化问题的气动造型数值优化系统。分析表明，遗传算法对采用三维高分辨率CFD解法的优化来说工作量太大；通过多激波系超音速进气道优化设计和跨音速翼型阻力最小化的比较显示，基于目标函数梯度的F1etcher-Reeves法的优化速度比不使用梯度信息的Powell法快了近一倍。研究表明．梯度法是相对更适合气动优化系统的非线性优化方法。本文使用梯度法成功地对三维跨音速机翼进行了优化设计，获得了升阻比明显高于原始超临界机翼的设计方案。