子午扩压对环形叶栅流道内旋涡发生和发展的影响

为了研究子午流道有较大扩压情况下,环形叶栅内集中涡系发生、发展的流动过程,详细测量了由栅前至栅后 1 2个横截面上气动参数沿节距和叶高的分布。试验结果表明:子午流道的较大扩压增厚了进口端壁附面层,因而加剧了鞍点分离并形成了高强度、大尺度马蹄涡压力侧与吸力侧分支。周围的大量低动量气体加强了两分支的组对效应,推迟了通道涡的形成与发展,通道涡的强度与尺度同样正比于流道的扩压度。在叶栅下游,由于径向正压梯度的影响,低能气体沿尾流区向轮毂输运,引起下通道涡的迅速消散与衰减。      

反潜直升机缆位缆高控制系统实时仿真研究

通过反潜直升机吊放声纳控制系统的半实物实时仿真系统研究,建立了半实物仿真的结构和直升机与缆 数学模型,进行了相关硬件设备的研制,并编写了实时仿真软件,进行降多种条件下的半实物实时仿真研究工作。通过仿真验证了直升机上的吊放声纳飞行控制系统满足性能指标要求,仿真结果同最后实飞空测结果保持了一致。     

航空薄壁零件加工变形的有限元分析

介绍了有限元法在薄壁件铣削加工中的应用,并运用ANSYS5.4有限元分析软件对典型薄壁框体零件的加工变形进行了分析计算,结果与实际加工情况相符,由此提出一种数控补偿方法来降低让刀误差,从而控制薄壁件的加工精度.     

涡轮导向器几何与气动参数对通道涡影响的实验与数值研究

通过风洞实验和数值计算,对某型涡扇发动机原型和改型涡轮低压导向器进行了详细的流场测量与数值模拟,以考察在具有大扩张角前置机匣的涡轮导向器流道中,多种几何与气动参数变化对通道涡形成和发展的影响,特别是叶片弯曲对通道涡位置及强度的影响。结果表明:由于导向器进口前的机匣段上端壁子午扩张引起流动分离,并在叶栅进口形成远大于普通叶栅实验的大厚度进口边界层,弯叶片对通道涡位置的影响与其它进口条件下的实验结果有所不同,表现为叶片正弯引起上通道涡核心位置上移,进口分离、大厚度进口边界层以及叶片正弯引起的叶片表面静压变化是造成这一现象的根本原因。     

轴向通流多级旋转盘腔内的稳态换热特性

针对航空发动机多级压气机盘腔的冷却问题,对具有轴向通流的三腔模型进行了系统的研究,通过对局部换热特性与平均换热特性的分析,可以表征旋转盘的热应力水平和相对冷却效果,结果表明表征旋转盘热应力水平的局部换热特性在旋转盘的半径上呈多峰分布,表征相对冷却效果的平均换热特性与旋转雷诺数Re_w、进气雷诺数Re以及格拉晓夫数Gr有关,当Re及Gr增加时,平均努塞尔数 u随之增加,而Re_w的增加使之减小.      

星上遥感影像在轨处理进展研究

从星地数传、高时敏任务等对星上遥感影像在轨处理的需求出发,本文对美国、欧洲以及国内主要的星上遥感影像在轨处理进展进行了研究;以此为基础,结合星上遥感影像在轨处理框架与深度学习等智能处理技术,分析了高性能星上智能处理平台构建、基于深度学习的遥感影像在轨智能处理、多源遥感影像数据在轨融合处理、星地协同数据处理及在轨更新等星上遥感影像在轨处理关键技术;最后,对星上遥感影像在轨处理未来发展趋势进行了总结,为进一步提升遥感卫星在轨应用效能提供参考。     

新时期高校思想政治工作者应具备高素质能力

加强和改进高校思想政治工作,实现思想政治教育任务,完成培养和造就中国特色社会主义事业的建设者和接班人这一历史重任,提高思想政治工作的实际效果,实现教育与管理的科学化和现代化,思想政治工作者应具备良好的政治素质、较高的文化素质、坚强的意志品质和较强的能力素质.     

直升机控制增稳系统的一种综合设计方法

提出了特征结构配置/奇异值灵敏度分析/回路传递复现（LTR）综合设计方法,为某直升机在悬停飞行状态下,设计了控制增稳系统,并对飞机系统状态参数改变及由某个速度下过渡到飞机悬停状态的过渡过程进行了数字仿真。     

等离子体接触器对空间站充放电的影响

针对采用100V高压电池阵的空间站结构体带电现象,提出采用等离子体接触器进行主动电位控制方案,根据此方案建立包含接触器的空间站充放电等效电路模型,研究等离子体接触器对空间站充放电过程的影响及空间站结构因素对接触器钳位效果的影响,从而了解等离子体接触器与空间站悬浮电位的耦合特性。结果表明,无论空间站处于“快速充电”还是“正常充电”情况,等离子体接触器均能有效将空间站悬浮电位钳制在合理范围内。空间站结构因素中,电池阵暴露导体面积对接触器钳位过程影响较大,结构体暴露导体面积和结构体等效电容的影响可忽略。     

串联式TBCC进气道模态转换模拟器设计及其特性分析

为了实现涡轮基组合循环（TBCC）推进系统平稳模态转换过程的模拟,在前期风洞试验研究的基础上对串联式TBCC进气道模态转换模拟器进行重新设计。采用线性化及非对称的思路对该模拟器进行设计并对其特性展开数值仿真研究。结果表明：该模拟器不仅需要模拟发动机工况改变引起的背压变化,而且能通过流通截面面积线性变化,实现两个通道的流量分配。该装置的特点是能保证模态转换过程中每一点的涡轮/冲压通道的总堵塞比不变,使本文所研究的进气道在总堵塞比保持为65%时进行模态转换,结尾激波基本维持在喉道等直段内且进气道出口马赫数基本维持在0.30,流量系数基本为0.45,涡轮/冲压通道流量呈线性变化,与预期目标一致。