过载的“克星”-抗荷服

技术的进步促使现代战机的机动能力和飞行速度都有很大的提升。高性能战机的飞行转弯或从俯冲中改出时,由于飞行方向发生变化,常常受到持续正加速度的作用。正加速度的效应主要表现在血液从人体的上部被移向身体的下部,血液的移动在血压的表现是心脏以上血压降低,心脏以下血压增高。1938年,美国波彭等人最先研究了这种血压的变化,这就为抵消正加速度的作用提供了生理依据。     

基于正外部性的我国农业保险问题透析

农业保险的准公共产品属性导致农业保险存在正外部性，以及由此而导致的近年来我国农业保险业务的萎缩，所以，完全商业化农业保险失灵，解决问题的根本出路在于建立“政府财政补贴推进，商业化运作”的模式，重点突出财政补贴方式，并伴随农业风险基金的建立，撑开农业保险这把大伞，保证农业经济稳定健康发展。     

正态分位点的矩阵算法浅析

假设标准正态的t分位点记为z(t),本文将根据z(t)的Taylor展开式中各个系数之间的矩阵递推关系,给出一种计算z(t)的近似值的方法,并给出具体的程序运算来验证本文的结论.     

混沌多精英鲸鱼优化算法

针对无人机（UAV）的航迹规划问题，提出了一种基于混沌多精英鲸鱼优化算法（CML-WOA）的航迹规划方法。首先，在已知飞行环境下，建立3D飞行空间模型和航迹代价模型。通过引入罚函数，将有约束3D航迹规划问题转化为无约束多维函数优化问题，利用CML-WOA求解模型来获得最优航迹。其次，为克服WOA易陷入局部最优的缺陷，引入立方映射混沌算子改善初始种群，增强种群多样性，并通过自适应框架融入正余弦算法（SCA），利用多精英搜索策略有效地提高了算法开发能力和探索能力。最后，使用贪婪策略保证了收敛效率。通过20个基准函数测试和航迹规划仿真实验对提出的改进WOA进行验证。结果表明:所提算法相对其他算法，寻优性能明显提升，具有较强局部最优规避能力和更高的收敛精度与收敛速度；能够稳定快速地规划出代价最少、满足约束的安全可行的飞行航迹。      

侧板边界层对正激波/边界层干扰特性影响的数值模拟研究

为了研究外压式进气道处于临界工况时结尾正激波同时与压缩面和侧板上边界层的相互干扰,专门设计了三组具有不同前伸长度侧板的简化构型作为研究对象,利用数值模拟手段评估了侧板边界层厚度对正激波/边界层干扰特性的影响。仿真结果表明,当没有侧板边界层参与干扰时流动呈现较好的准二维特性,但当侧板边界层参与干扰后将形成较强的角区干扰结构,该角区三维干扰结构与对称面上的准二维干扰结构存在此消彼长的关系。此外,波系的空间形态也将由“准二维λ波”结构变为“双λ波+角区压缩波”结构,波系形态的改变则进一步导致壁面回流区分布以及摩擦力线拓扑结构变得更加复杂。     

正十烷简化机理的构建及其在发动机燃烧数值模拟中的应用

发动机燃烧室中燃料的能量释放与燃烧特性对于发动机设计具有重要作用,为了预测发动机点火包线和贫/富油极限等关键性能,迫切需要发展航空燃料及其典型组分的高精度化学动力学模型。本文针对燃料典型组分正十烷,采用自主开发的机理生成程序ReaxGen构建了其燃烧详细机理（1499种组分、5713步反应）。为了验证机理的合理性与可靠性,在当量比Φ=0.5-2.0,压力P=1-80 atm的宽工况条件下进行了点火延迟模拟验证,结果表明本文提出的正十烷详细机理在较宽的温度、压力和当量比条件下具有较高的模拟精度。为获得适用于发动机燃烧模拟的高精度简化机理,本文基于误差传播的直接关系图方法简化了正十烷燃烧详细机理,得到包含709种组分、2793步反应的正十烷半详细机理。进一步在高温范围（1000-1500 K）,采用路径通量分析方法简化得到含77种组分、359个反应的骨架机理。获得的骨架机理能够合理描述正十烷在高温下的燃烧特性,且该骨架机理尺度规模可用于基于火焰面模型的燃烧数值模拟。基于此高精度的骨架机理模型,结合火焰面生成流形湍流燃烧模型,采用大涡模拟方法进行了航空发动机环形燃烧室单头部扇形的燃烧模拟,初步获得了非稳态流场结构,其中温度模拟结果与实验值基本符合。     

超临界压力下碳氢燃料裂解与流动传热模拟的快速算法

为了快速预测发动机冷却通道内碳氢燃料在考虑热裂解时的流动传热特性,基于正癸烷热裂解反应机理,建立了一套模拟正癸烷裂解吸热和超临界压力传热现象的快速算法。采用三维物性库查表算法计算裂解反应混合物的热物性,同时对组分输运方程进行简化,简化后只需求解1个组分输运方程。通过与现有的实验和数值结果进行比较,检验了快速算法的计算效率和可靠性。结果表明,快速算法与求解全组分输运方程的算法精度相当,但计算效率提升了约20倍。最后采用该算法对三维矩形截面冷却通道内的超临界压力正癸烷裂解与传热过程进行数值模拟,进一步考察了本文快速算法的计算精度及其工程应用价值。     

基于正激波位置计算的进气道/发动机系统实时仿真模型

研究了超声速条件下,基于进气道内正激波位置计算的进气道/发动机系统综合仿真问题。提出了将超声速进气道分为内、外两部分独立计算的方案,外部通过斜激波计算公式获得进气道内部的边界条件,对进气道内部采用准一维CFD模型模拟背压对正激波位置的影响。相比二维CFD计算,在保证参数精度要求的前提下有效缩短了计算时间,提高了仿真实时性。进一步将进气道模型与发动机部件级模型匹配运行,构建了进气道与发动机综合实时仿真模型。进气道/发动机综合模型的仿真表明,其能够准确模拟进气道正激波位置对涡扇发动机的动稳态影响,当来流发生扰动时,通过喷管喉道面积和压缩部件导叶角的快速调节,能够抑制正激波位置的变化,并使推力下降量减少50%。      

本征正交分解法对正十二烷喷雾射流的解析

应用大涡模拟方法对航空煤油单组分替代燃料正十二烷冷态喷雾现象进行模拟计算,探究喷雾射流中的多物理场耦合现象。从宏观层面分析燃油破碎蒸发及油气混合过程,发现流场涡团在其中起着重要的作用。运用本征正交分解方法对正十二烷射流质量分数场和涡量场数据库进行加工,从“微观”层面深入探究两者的联系。结果表明:正十二烷质量分数场喷雾结构与射流涡量场涡团结构存在显著的空间分布相关性,反应出两者结构演变具有重要关联特征。湍流脉动致使涡团尺度发生变化,从而影响燃油破碎蒸发,最终使得喷雾不同尺度结构分布形态发生改变。      

正庚烷液滴在微细直管中的燃烧特性实验

为了解微细直管对液滴形成和燃烧稳定性的影响,采用正庚烷作为燃料在内径为4mm的石英直管中的进行了实验研究.其结果显示:首先在不加热时,容易形成液滴,正庚烷体积流量小于40μL/min 时,火焰稳定性受液滴滴落的影响较大,液滴的蒸发主要受到空气体积流量影响下的火焰位置的影响;大于40μL/min时,液膜形成,火焰受液滴滴落影响不大.其次,管壁加热温度为180℃时,正庚烷体积流量低于60μL/min时难以形成液滴,大于60μL/min时液滴滴落后不形成液膜,液滴的蒸发受空气流速的影响较大,在液滴滴落以及空气流速的影响下,微燃烧器温度的变化对燃料的蒸发产生更大的影响,富燃较贫燃更易形成连续的火焰.空气流速大小对管壁温度影响明显,空气流速越小,管壁温度越高,液滴蒸发速率越大.