尾缘吹气稳定器与前方溅板式喷油匹配试验

使用了一种作为主流供油的侧喷挡板喷油杆,研究了主流供油与尾缘吹气稳定器局部供油的燃油匹配规律,揭示了尾缘吹气稳定器的性能特点.同时,为了验证侧喷挡板这种新的燃油匹配方式是否具有优越性,使用两种不同型式的火焰稳定器作为主稳定器,将其与一种逆喷挡板匹配方式的燃烧性能进行了对比分析.结果表明,在试验参数范围内,使用吹气稳定器作为主稳定器,侧喷挡板的燃烧性能好于逆喷挡板.      

脉冲爆震发动机气动阀性能分析

通过数值模拟和试验对两种不同结构的脉冲爆震发动机(PDE)气动阀进行了研究.结果表明, 两种气动阀都能在PDE工作中起到单向阀功能, 双旋流气动阀由于切向旋流作用, 其雾化、掺混作用优于锥形气动阀, 而锥形气动阀阻力损失小.同时, 还数值模拟了锥形气动阀关闭后的流场结构, 得到了进气过程中及气动阀关闭后PDE内的流场分布, 结果显示, 气动阀关闭后, 大涡很快脱落形成一系列小涡, 大大增强了流场内的紊流度.      

凹腔驻涡模型燃烧室内涡的演化发展

使用大涡模拟对凹腔内双驻涡冷态流场进行了分析研究.结果发现, 在主流、前后壁面射流的情况下, 凹腔在某些特定几何条件下会产生准周期生成和破碎的驻涡, 同时研究了凹腔内准周期驻涡的生成发展的过程, 得到了影响凹腔内涡演化的新结果.      

基于多体理论的数控机床精度可再生关键技术的研究

通过分析数控系统如何来控制机床的运动进给,构造了实现精度再生的系统模型。并将基于多体系统理论的几何误差补偿技术应用到数控系统中,开发了仿真补偿软件,达到了理想的补偿效果。     

基于复合Agent的分布式网络管理模型分析实现

分析基于复合Agent的分布式网络管理体系结构模型,证明该模型可有效简化软件组件以及物理设备组件的分割造成的网络管理问题,从而降低网络管理复杂度,提高整个系统的自适应、自组织特性,并易于集成和扩展.     

Experimental Investigation on Performance of Pulse Detonation Rocket Engine Model

The PDRE test model used in these experiments utilized kerosene as the fuel, oxygen as oxidizer, and nitrogen as purge gas. The solenoid valves were employed to control intermittent supplies of kerosene, oxygen and purge gas. PDRE test model was 50 mm in inner diameter by 1.2 m long. The DDT （deflagration to detonation transition） enhancement device Shchelkin spiral was used in the test model. The effects of detonation frequency on its time-averaged thrust and specific impulse were experimentally investigated. The obtained results showes that the time-averaged thrust of PDRE test model was approximately proportional to the detonation frequency. For the detonation frequency 20 Hz, the time-averaged thrust was around 107 N, and the specific impulse was around 125 s. The nozzle experiments were conducted using PDRE test model with three traditional nozzles. The experimental results obtained demonstrated that all of those nozzles could augment the thrust and specific impulse. Among those three nozzles, the convergent nozzle had the largest increased augmentation, which was approximately 18%, under the specific condition of the experiment.     

现代航空声学风洞技术现状与发展

随着航空运输业的发展,飞机的噪声问题日益引起人们的关注.开展航空声学试验研究的地面试验设备主要是航空声学风洞.笔者阐述了大型航空声学风洞的发展,介绍了目前世界上主要的大型航空声学风洞的性能和特点.指出了在航空声学风洞设计中,试验段构型和参数的选择以及试验大厅布置等应考虑的主要问题.论述了风洞的主要噪声源及声学处理技术.阐述了航空声学风洞中声学测量技术的发展.结论指出,目前专用航空声学风洞的背景噪声比常规气动风洞低5~25dB,而第二代汽车/航空声学风洞的背景噪声又比第一代航空声学风洞下降10~15dB.在建造现代航空声学风洞的同时,航空声学风洞中声学测量技术得到了迅速发展.突出的例子是相阵麦克风技术的开发与应用.     

大展弦比无人机高速风洞测力试验技术研究

本文针对大展弦比无人机布局特点,开展了2.4m风洞测力试验技术研究,主要包括专用高精度大载荷天平研制、支撑系统的优化设计、支撑干扰的有效扣除等,利用CFD手段和ANSYS分析软件,有效地建立了大展弦比无人机高速风洞测力试验技术,并成功投入应用,获得了满意的试验结果.     

有限扫描反射面天线纵向偏焦性能的研究

随着相控阵天线的不断发展,有限扫描反射面天线已经成为当前的研究热点,为了符合新时代天线多功能的需求,提出一种基于抛物面形变的纵向偏焦特性。设计一个标准正馈反射面天线,使其馈源固定不动,而利用调节反射面焦距来达成天线的偏焦,其偏焦特性类似于抛物面天线的纵向偏焦特性;设计一个双焦点反射面,由XOZ平面抛物线和YOZ平面抛物线正交互异设计双焦点反射面天线,令YOZ平面抛物线焦点外推、XOZ平面抛物线焦点不变构成一个双焦点反射面。验证了该方法在一维阵列作为馈源的有效性,双焦点反射面相较于标准抛物面,在EL方向上该天线增益上升了14.29dB,且波束宽度基本不变;此外,该方法还能容纳所有馈源同时工作,降低了单个馈源喇叭的功率且增益相较于点波束天线只下降了4.85dB。该方法将为后续有限扫描反射面天线在设计一维扫描或二维不等范围扫描提供理论支撑。     

激光熔覆制备WCp/Ni-Si-Ti复合涂层

在Ni基高温合金表面预置3种不同WC含量的Ni78Si13Ti9(at%)粉末,采用激光熔覆制备了WC和原位自生TiC复相陶瓷增强Ni3(Si,Ti)基复合涂层.利用扫描电镜、能谱分析仪和X射线衍射仪对熔覆层组织进行分析,并测量了其显微硬度.结果表明,熔覆层与基体呈冶金结合,熔覆层组织主要由Ni(Si)固溶体、Ni3(Si,Ti)金属间化合物和WC-TiC复相陶瓷组成.随WC添加量增加,涂层中复相陶瓷含量增多;孔隙率增大;碳化物形态演变历程为不规则状、花瓣状以及不规则状和花瓣状共存.