计量服务质量的认识与思考

针对计量校准行业普遍存在对服务质量认识不全面的问题,提出了计量服务行业客户感知服务质量模型。阐述了通过提升客户能直接感受到的显性服务质量和通过其它载体让客户感知的隐性服务质量,来提高公司整体服务质量水平,让计量服务机构在市场竞争中处于优势地位。     

试论袁世凯的社会教育理念及实施

袁世凯对近代中国的教育有着至关重要的影响,他不但重视学校教育的改革和新式学校的创办,同时也积极推广近代社会教育事业。袁世凯及其政府极其重视社会教育,颁布了许多与社会教育相关的规程和政策,同时在袁世凯的倡议和推动下,出版了很多介绍西方科学文化知识及其政要的报刊读物,并开设了相应的阅报处,以便民众阅读。此外,许多地区和组织还创办了图书馆、演讲所、普通科学馆以及罪犯习艺所等社会教育机构,这些机构的出现,对当时民智的开启乃至社会的进步都发产生了重要作用。     

一种翼身融合飞行器的失速特性研究

翼身融合（BWB）布局飞行器作为下一代商用飞机的主要构型之一，越来越受到重视。对于翼身融合飞行器的研究主要针对其巡航状态的特性，而对其失速特性的研究较少。对一种翼身融合客机构型进行风洞试验研究，采用测力试验方法对其无增升装置的构型，以及具有翼梢小翼、前缘缝翼和机身上部双吊舱的组合部件构型下的纵向特性进行研究，特别是对其失速特性的分析，并通过二维粒子图像测试技术以及油流试验对其失速过程的流动机理进行研究。结果表明，无增升装置的基本构型下，翼身融合飞行器可以保持低速飞行，而各组合构型都具有提高最大升力系数的作用。对失速过程的分析表明，随着迎角的增大，飞机表面流场分离区域从翼梢开始逐渐向翼根以及机身发展，当外翼段完全处于分离区域时，飞机并不会马上失速，因为中心体同样具有提供升力的作用，且中心体的流动分离较外翼的流动分离更晚，所以当外翼在失速迎角出现升力损失时可以通过中心体的升力进行补偿，维持其低速飞行状态，真正的失速发生在中心体出现流动分离之后。     

战损飞机纵向气动特性分析

作战飞机的易损性分析是其生存力设计与评估的基础问题之一,目前国内外对于战损飞机气动特性的分析评估问题研究较少。以某型战斗机为研究对象,分别建立了其在破片和离散杆两种战斗部打击下的损伤模型,基于N-S方程数值模拟的方法,计算并对比分析了巡航状态下,该飞机两种损伤模型及其无损伤模型纵向气动特性的差异,结果表明,相对于破片战斗部,离散杆战斗部所造成的损伤对飞机纵向气动特性的影响更为显著。结论对于战损飞机杀伤准则的确定具有一定的参考价值。     

尾迹对涡轮动叶全表面气膜冷却效率的影响

采用压敏漆（PSP）测量技术研究了尾迹对涡轮动叶气膜冷却效率的影响，测试叶片带有11排圆柱形气膜孔。获得了不同质量流量比和尾迹斯特劳哈尔数（Sr=0，0.12，0.36）条件下全表面气膜冷却效率分布的试验数据，结果表明：随着尾迹Sr数的增加，叶片前缘区域径向平均气膜冷却效率最大降低幅度达36.5%，吸力面径向平均气膜冷却效率最大降低幅度达53.5%，压力面径向平均气膜冷却效率最大降低幅度达24.2%；尾迹对前缘和吸力面气膜冷却效率的影响大于压力面；随着质量流量比增加，尾迹的影响减小；在进行涡轮动叶表面气膜冷却结构设计时，不考虑尾迹效应会增加设计风险。     

基于代理模型的高效全局气动优化设计方法研究进展

基于高可信度计算流体力学的数值优化设计方法，在提高飞行器气动与综合性能方面正发挥着越来越重要的作用。基于代理模型的优化算法（SBO），由于能够实现高效全局优化，逐渐成为了气动优化设计领域的研究热点之一。近20年来，代理优化算法研究已取得了长足进步，多种先进的新型代理模型被提出，优化理论和算法也不断完善和发展。以飞行器精细化气动优化设计为背景，综述了基于代理模型的高效全局气动优化设计方法研究进展。首先，介绍了基于变可信度代理模型的气动优化设计方法、结合代理模型和伴随方法的气动优化设计方法以及基于非生物进化的并行气动优化设计方法的研究现状和最新进展。然后，针对飞行器气动优化设计学科领域的前沿问题，介绍了基于代理模型的多目标气动优化设计方法、混合反设计/优化设计方法、稳健气动优化设计方法的研究进展，以及基于代理模型的多学科优化设计方法的研究进展。文献综述表明，代理优化算法在设计效率、全局性以及鲁棒性等方面性能优良，已经发展到可以解决100维（100个设计变量）以内的气动优化设计问题，具有良好的工程应用前景。最后，探讨了基于代理模型的高效全局气动优化设计在理论、方法及飞行器设计应用方面所面临的问题和挑战，给出了未来研究方向的建议。     

通风系统参数对居住舱人活动区气流分布影响的研究

为系统研究通风系统参数对空间站居住舱人活动区内气流分布的影响,建立了空间站居住舱人活动区及供风管道的物理模型,并采用CFD方法对人活动区流场进行了数值仿真,同时提出舱内名义平均速度vnt=m/√A1A2作为衡量舱内气流分布的特征参数.结果表明:(1)增加散流器阻力,可改善散流器出口流量的均匀性;(2)舱内名义平均流速综合反映了供风流量、散流器截面积和人活动区水平截面积的影响.经过研究发现,在人活动区通风系统设计过程中,要获得满足空间站要求的流速分布,应尽量选择高于30°的进风角度,同时选择合适的舱内名义平均流速值,而名义平均流速值大小与回风口形式、进风角度及散流器位置有关,并受到散流器出口速度小于1.012m/s的限制.     

双旋流器单头部模型燃烧室冷态流场试验

利用PIV(Particle image velocimetry)技术对双轴向反旋旋流器、单头部、矩形模型燃烧室内的冷态流场进行了试验研究.分析了燃烧室的纵向截面、横向截面上的流场结构以及旋流器参数对回流区尺寸的影响.研究结果表明:双旋流燃烧室的流场为不规则的结构,中心轴上下两个涡不对称,各主燃孔气流穿透深度也不相同,流场中存在流向涡;减小一级旋流器流通面积、旋流数,或增大二级旋流器的旋流数,可增大回流区的尺寸,而增大二级旋流器流通面积,回流区的尺寸会减小.      

背负式S形进气道流场控制技术

通过在已有的S形进气道入口第一弯底部布置一系列类机翼的导流叶片,来改善出口流场分布,抑制旋流,减小出口畸变指数.分析了导流叶片的高度、弦长、攻角和安装位置(轴向位置和横向位置)这几个参数对S形进气道内流的影响,并利用计算流体力学(CFD)方法针对导流叶片的组数展开研究,得到最优结果.结果表明,采用优化后的导流叶片,可以有效抑制内流分离,降低S形进气道出口畸变指数,改善流场品质. 这些分析结果对于涡流发生器的设计有一定的指导意义.