氧氮混合气体在梯度磁场中流动的数值模拟

用直接蒙特卡洛方法模拟了空气气流在梯度磁场中的氧浓度分布，利用DSMC模型将分子的碰撞和运动解耦，同时将磁场力简化为瞬间作用力，并对模拟结果进行了分析和对比。模拟表明，磁场强度与梯度乘积由100T^2／m增加到800T^2／m时，氧浓度由0．762％增加到3．1％；而当温度由0℃升高到100℃时，氧浓度由0．78％减小到0．25％。另外，随着压力的变化氧浓度存在一个最大值，在模拟条件下，这个最大值出现在0．05MPa(绝对压力)附近。     

基于校园网实验室管理运行方案的探索

高职院校实验室传统的管理体制和模式的有待改革,建立起新的管理体制.通过借助现代网络和计算机技术,利用校园网的实验室管理系统,更好地贯彻实验室体制改革的思想,给出了实验室管理水平的探索方案.     

石英晶体振荡器的仿真分析

通过对石英晶体谐振器等效电路的计算分析,引出石英晶体两个振荡频率,借助特性测试,加深对石英晶体电气特性的认识。以并联型石英晶体振荡器为例进行仿真分析,观察其起振波形和稳幅波形,测试其振荡频率。     

基于加力内锥冷却的红外隐身技术研究

应用数值仿真方法计算多种冷却方式下的加力内锥流场和温度场,利用红外辐射特性计算软件分析加力内锥的红外辐射特性。研究结果表明：采用小孔与缝隙组合冷却的效果比单用小孔冷却或单用缝隙冷却的好,采用孔/缝组合冷却的加力内锥的红外辐射强度降低68.49%。     

冲击-多斜孔壁复合冷却中冲击孔与多斜孔面积比对换热特性的影响

用数值计算的方法研究了冲击-多斜孔壁复合冷却方式的冷却特性,在保证当量开孔面积相同且压降相同的前提下,研究了冲击孔壁与多斜孔壁开孔面积比A_i/A_e变化对冷却特性的影响.研究发现,随着冲击孔与多斜孔开孔面积比减小,多斜孔壁气膜出流速度降低,气膜覆盖增强,冲击传热系数呈增大趋势,使得模型冷却效果增强;多斜孔壁热侧、冷侧与多斜孔孔内换热量随开孔面积比减小而减小,多斜孔内换热量在模型总体换热量中所占比例逐渐增加.      

导弹到期火工品处理方法

国内外对导弹到期火工品的处理方法大多是直接销毁,没有使军费使用的效费比达到最大.文章结合导弹火工品特点,分别针对已知与未知结构和技术参数的火工品提出了寿命期内检测与到服役期后的处理方法,给出了延寿的具体措施和参考年限.这些工作既可以积累火工品的基本数据,又可以为其他类型导弹火工品到期处理方法提供依据,具有重要的参考意义...     

气冷涡轮级流场的数值模拟方法与试验验证

采用具有TVD(total variation diminishing)性质的三阶精度Godunov格式、自由型曲面网格生成技术以及分区网格算法,对某型涡轮级进行考虑冷气掺混的全三维Navier-Stokes(N-S)方程数值求解,并将所得的结果与试验数据进行对比分析.通过分析数值模拟结果研究了该涡轮级所具有的气动特点.结果表明:所开发的快速、高效冷气掺混网格生成方法以及任意分区的流场求解算法可以满足工程上对气冷涡轮级的总体性能的快速估算及流场结构的详细描述.      

冲压发动机导弹爬升轨迹与推力调节规律优化

针对以冲压发动机为动力的导弹爬升问题,建立了飞行轨迹和推力规律一体化优化设计模型。采用基于三次样条的直接离散方法,将弹道优化问题转化为参数优化问题,选取兼顾全局搜索能力和局部搜索精度的粒子群-变尺度法(PSO-BFGS)串联混合算法求解最省燃料爬升弹道,得到了"先减速再加速"爬升方案。相比传统的采用最大推力规律、仅优化爬升轨迹的爬升方案,一体化设计能充分发挥冲压发动机的推力调节能力,使导弹以较小的平均飞行速度完成爬升过程,可以显著节省燃耗,提高导弹的性能。     

接触热阻对疏导式热防护结构防热效果的影响

采用内置高温热管的疏导式热防护结构是一种新型高效的热防护方式,热管与高温复合材料之间的接触热阻(TCR)对防热效果有重大的影响。首先给出了一种疏导式热防护结构的计算模型,进而采用间接耦合的方法建立了由接触热阻引起的热力耦合问题的计算格式,在此基础上对不同预留间隙条件下的热防护结构进行了热力耦合分析,重点考察了接触热阻对其防热效果的影响。研究结果表明,采用预留装配间隙的方法可以有效降低结构的应力水平,但同时使得界面接触热阻增加,从而使得结构驻点温度升高,因此在采用预留间隙设计时必须在考虑界面接触热阻的条件下从结构强度和温度两方面对结构进行安全性评估。     

整流支板和火焰稳定器的一体化设计加力燃烧室 性能的数值模拟

针对高推重比、高隐身航空发动机的技术需求,提出了1种带气膜冷却的加力内锥、整流支板和火焰稳定器的加力燃烧室一体化设计方法,对一体化加力燃烧室的温升、壁温分布、总压恢复系数、CO排放和燃烧效率分别进行了计算。结果表明：该方法在保证加力燃烧室燃烧性能不变的前提下,能将现有的加力燃烧室长度缩短1／5,并使加力内锥壁温降低33．3茗。为实现高推重比、高隐身动力技术提供了新的思路和研究方向。