吸气式高超声速飞行器推进系统耦合建模与分析

吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化设计,使得外形-气动-推进强耦合,给飞行器建模与控制带来巨大挑战.建立了一种基于准一维流动理论结合激波膨胀波方法的推进系统耦合分析模型,得到影响推进系统性能的因素,包括几何外形、迎角、马赫数、飞行高度、当量比等,以真实反映系统耦合特性.通过仿真计算分析了这些因素对推进系统性能的影响规律,可为飞行器初步设计阶段方案论证及一体化优化等问题提供基础和理论依据.     

单相液体发汗冷却规律实验

以超燃冲压发动机内支板结构的热防护问题为背景,制备了全烧结金属多孔介质支板结构,并对以液态水为冷却工质的发汗冷却特性进行了实验研究.实验结果表明:液态水发汗冷却能有效地减少支板壁面和高温流体之间的换热,当注入率为2%时,冷却效率可以高达93%;随注入率增大,发汗冷却的冷却效率趋近于100%,增幅逐渐减小;在该实验所采用的两种不同主流温度条件下,相同注入率、相同位置的冷却效率近似相等.对发汗冷却的冷却剂停止供应后的支板表面温度热响应特性进行了初步研究,根据支板内液态水蒸发的过程分3个阶段进行了分析.      

两种紊流模型在通流计算中的应用研究

为验证紊流模型在基于周向平均Navier-Stokes方程的通流计算中的适用性,给出了周向平均形式的Spalart-Allmaras紊流模型,并选择Baldwin-Lomax模型作为对比.通过两个经典简单算例以及两个典型叶轮机械算例对采用了上述两种紊流模型的通流模型进行验证与对比.两个经典简单算例结果表明,上述两种紊流...     

某型信号系统的故障分析与排除

通过分析信号系统的工作原理,找出信号系统故障信号灯错误闪烁的原因,成功排除故障,并提出排故处理建议。     

支承刚度各向异性部分充液转子系统的稳定性

在二维无粘旋转流体模型的基础上,本文研究了支承刚度各向异性部分充液转子系统的稳定性问题,系统地分析了转子系统的各参数对其稳定性的影响。结果发现转子的支承刚度非对称并非一定导致出现两个互相独立的不稳定区。      

基于预处理共轭梯度法的多用户检测方法

针对准同步CDMA（码分多址）系统中解相关检测运算复杂度高以及常规CG（共轭梯度）法收敛速度慢的问题,提出了SSOR-PCG（对称超松弛预处理共轭梯度）模型求解方法。通过SSOR预处理降低了扩频码矩阵的条件数,从而提高收敛速度,减少了迭代次数。实验结果表明,本文提出的方法相对于解相关检测,运算复杂度大大降低,而误码率与解相关检测器相当;相对于共轭梯度法,收敛速度更快,有效减少了迭代次数。     

利用QED—200硅光电二极管自校准技术建立微光功率标准

着重介绍利用硅光二极管自校准技术建立激光功率标准的基本原理、实验装置的组成和实验结果。     

美空军试验用钢代替钛

按照空军飞行动力试验室的意见,一种新的钢能代替钛用于必须具有高强度、重量轻并且有良好的断裂韧性的宇航构件中。用命名为 AF1410的钢制造连接件,由于成本和加本费用低廉,可以比钛节约30%。轰炸机机身上的后掠翼作动器的连接接头过去用扩散连接的钛制作,现已设计改用锻造的 AF1410钢。已经生产了四个接头,洛克威尔国际公司已经将其中的一个加工至最终尺     

超临界压力下正癸烷在多孔介质中结焦实验研究

发散冷却是高超声速飞行器热部件防护的关键技术之一。为了研究碳氢燃料结焦性对其作为冷却流体在发散冷却技术中安全性的影响,对超临界压力下正癸烷在烧结青铜球形颗粒多孔介质中的结焦特性进行实验研究,获得了正癸烷在压力3MPa,温度350~638℃和质量流量2~4kg/h下的焦碳表面沉积规律。研究表明:温度是正癸烷在多孔介质中结焦产物生成的主导因素,并发现正癸烷存在热氧化结焦与热裂解结焦两种结焦行为,导致其焦碳表面沉积速率呈现双峰结构。一定温度下,质量流量决定正癸烷在流道中驻留时间,热氧化结焦受驻留时间与溶解氧浓度两个因素制约,焦碳表面沉积速率随质量流量增加先增大后减小;热裂解结焦则只受到驻留时间的影响,焦碳表面沉积速率随质量流量增大而单调减小。     

高超声速飞行器发动机热防护与发电一体化系统

在对高超声速飞行器的热防护和机载设备电能需求的综合考虑下,立足发动机能量管理优化,结合CO2的物性特点,提出了以超临界CO2为循环工质的高效热防护与高温发电一体化系统.此一体化方案可以在实现发动机热防护的同时,提供电能、并减少冷却用燃油流量.基于燃油为该一体化系统的唯一热沉,通过理论分析和计算,提出了两个一体化系统,通...