航空发动机燃烧室主燃区的数值模拟分析

概述了先进燃烧室的主燃区数值模拟,论述了采用气动喷嘴时确定边界条件的方法和模拟燃油喷嘴油滴轨迹的结果。对某型发动机燃烧室的主燃区进行了数值模拟,给出了熄火时主燃区流场,分析了主燃区温场对出口温场的影响     

软着陆小行星的制导与控制规律研究

提出了一种微小探测器软着陆小行星的制导与控制策略，将软着陆小行星控制分解为速度方向控制和减速控制，为了控制速度方向，给出了一种带有终端控制项的比例导引规律，可以按闭环模式将探测器引向着陆点，并满足垂直下落的终端条件，为了实现无碰撞着陆，给出了一种减速控制规律，通过对理想速度曲线的跟踪，实现软着陆，仿具结果表明，提出的制导与控制策略可以实现探测器在小行星表面垂直软着陆。     

高速再入飞行器的制导与控制系统设计

 针对高速再入飞行器模型的快时变,强耦合,严重非线性的特点,采用反馈线性化方法,设计了自动驾驶仪;同时采用最优制导律设计与理想速度曲线相结合的方法,设计了能同时保证末端制导精度及速度方向、大小的制导律。最后,进行了六自由度仿真,结果表明 :设计的制导律及控制方案是合理、有效的,易于实现。     

三维自适应非结构网格的Euler方程解

 将 Ausm+ 迎风格式应用于三维非结构网格中求解 Euler方程。对单元变量进行重构以获得空间高阶精度,对时间域采用多步龙格库塔法推进,并采用了当地时间步长和隐式残差光顺技术来加速收敛。采用多点择优推进阵面法生成复杂曲面的三角形网格,利用推进阵面法生成四面体网格。采用网格自适应技术对网格进行局部加密,以减少总体网格数目,从而提高计算效率。最后给出了绕 ONERA M6机翼的跨音速流动及绕麻雀 导弹的超音速流动算例,结果表明了本方法的有效性。     

机械合金化＋热压制备Laves相NbCr2合金及其组织性能研究

采用机械合金化 热压工艺路线来制备化学配比成分的单相Laves相NbCr2合金.研究了Cr,Nb元素粉经20h球磨后在1200℃,1250℃和1300℃不同时间热压所获得的Laves相NbCr2合金的组织和性能.结果表明:1250℃×0.5h热压获得的Laves相NbCr2合金组织均匀,晶粒尺寸达到微/纳米级,致密度达到97.1%,室温断裂韧性高于5.07MPa·m1/2.与熔铸工艺制备的单相Laves相NbCr2合金的断裂韧性1.50MPa·m1/2相比,所制备的单相Laves相NbCr2合金的室温断裂韧性大大提高,充分实现了细晶韧化的效果.     

航空发动机燃烧室主燃区特性的研究

采用FLUENT6．1软件对某型机燃烧室主燃区的各个典型工作状态进行三维两相湍流燃烧的速度场、温度场、油滴轨迹进行了数值模拟计算。通过对计算结果的分析，得出了主燃区的特性：主燃区的冷热区决定了出口温场冷热区，其效率决定了燃烧室的效率；随着负荷增加，油滴轨迹明显呈缩短趋势，模拟计算结果与试验结果及燃烧室工作特点比较吻合。     

根据遗传算法的拉深模试冲缺陷智能诊断

总结了拉深模试冲时的缺陷及原因，建立原因表，应用遗传算法技术对拉深模试冲时的缺陷进行智能诊断，探讨了提高拉深模试冲时的缺陷诊断准确率的优化方法，描述了遗传算法的诊断过程。     

Fe—10Ni—14Co钢标准状态的组织研究

用透射电子显微镜重点研究了Ｆｅ－１０Ｎｉ－１４Ｃｏ钢的标准处理状态（８３０℃风冷＋—７３℃＋５１０℃Ｓｈ）的微观组织结构。５１０℃回火不同时间，由于Ｍ２Ｃ的析出状态发生变化，钢也由峰时效（５１０℃／１０ｍｉｎ）→过时效（５１０℃／５ｈ）→明显过时效转变。５１０℃５ｈ合会开始发生逆转变。     

冷镜式露点仪测量结果的不确定度评定

冷镜式精密露点仪是湿度测量中准确度最高的仪器,也是许多国家湿度量值传递以及国际比对通常使用的传递标准.本文讨论了冷镜式露点仪测量不确定度的多种因素,其中有些不确定度分量目前还难以估算出具体数据.     

千兆光纤先锋网通信协议及其在网卡中的实现

根据航空电子综合系统的特点,对FC标准簇进行简化,设计了先锋交换网的通信协议(FC-Pio(Fibre Channel-Pioneer Net)协议).重点介绍其在网卡(MC)中的实现.由于简化了通信协议,软硬件的合理分工,使全部控制电路集成在一片FPGA之中,用双面PCB板实现.采用FC-Pio精简协议,也有效地降低了软件通信开销,提高了数据通信效率.