一种离心甩油盘雾化性能的试验

在离心甩油盘性能试验器上对一种离心甩油盘雾化性能进行了较详细的试验研究,用相位多普勒粒子分析仪(PDPA)测量了不同转速下甩油盘的燃油雾化粒度索太尔平均直径(SMD)、雾化锥角等性能参数.试验结果表明:在试验转速范围内,随甩油盘转速增大,甩油盘雾化锥角α逐渐减少; 随甩油盘转速增大,雾化粒度SMD值逐渐减少,当甩油盘转速大于25000r/min时,燃油的SMD值基本保持不变; 在同一甩油盘转速下,燃油的SMD值随离甩油盘喷油孔距离的增大而增大.      

高速齿轮的气障特性分析

利用计算流体动力学方法,建立齿轮高速旋转在周围产生的流场与压力场计算模型,对不同的齿轮工况参数进行了计算与分析。在此基础上,建立齿轮喷油润滑的二相流模型,对喷油参数与齿轮工况的匹配进行研究,并对齿轮旋转压力场的计算进行了仿真验证。结果表明,齿轮转动时会在周围形成气体压力场,对喷油射流产生阻碍作用,造成轮齿润滑与冷却失效。本文的研究成果将用于指导新一代高性能齿轮的喷油润滑设计。     

钛铝基合金抗氧化性与延展性的研究进展

分别从结构、抗氧化性和延展性3个方面综述了钛铝基合金研究进展，指出合金化和表面改性是提高其抗氧化性能的有效手段，合金化和热加工则是提高其延展性的主要方法。在此基础上提出综合运用合金化、表面改性和热加工技术是进一步提高钛铝基合金综合性能的有效方法。     

扑翼飞行器机翼平面形状设计方法研究

通过均匀试验法在设计变量状态空间内寻找分布更均匀、更能反映系统性能的状态点,使用改进的片条理论计算机翼的气动特性,建立了扑翼飞行器机翼面积分布(尖削比)、扑动迎角与扑动频率的响应面模型,得到了尖削比对机翼气动特性的影响规律和机翼升力系数关于尖削比、频率与迎角的估算公式。     

超声速翼身组合体激波阻力优化的EFCE算法

 超声速飞行器的横截面积分布对其激波阻力的影响十分显著,合理的机翼和机身横截面积分布可以显著降低其激波阻力。使用类别形状函数变换(CST)方法对机身进行基于横截面积分解的CST参数化外形表示,在此基础上提出了扩展的远场组元(EFCE)超声速翼身组合体激波阻力优化算法,并使用该方法对超声速客机翼身组合体进行外形优化,使其激波阻力系数降低了39%。研究结果表明:由于只进行一个方向上的面积分解,机身CST参数化所使用的参数数量和相应优化过程的计算量比机翼大幅降低;经过EFCE激波阻力优化的机身具有较为明显的面积率修形"蜂腰"特征。     

影响同轴磁控溅射镀膜性能的几个问题

7近几年来,镀膜玻璃在建筑行业以及装饰行业已经得到了广泛的应用。而磁控溅射镀膜因其具有高速、低温、低损伤等优点,已经成为真空镀膜技术的主要方式。适用于建筑玻璃镀膜的磁控溅射靶,就其形式有两种：平面靶和同轴圆柱形靶。本文就影响同轴圆柱型磁控溅射靶的溅射性能方面做以下探讨。1磁控溅射原理图1说明如下：电子在电场作用下,加速飞向基片的过程中与氢原子发生碰撞,电离出Ar“并产生电子。电子飞向基片,Ar“在电场作用下加速飞向阴极（溅射靶）并以高能量轰击靶面,使靶材发生溅射。在溅射粒子中,中性的靶原子（或分子）沉…     

Conjugate heat transfer investigations of turbine vane based on transition models

The accurate simulation of boundary layer transition process plays a very important role in the prediction of turbine blade temperature field. Based on the Abu-Ghannam and Shaw (AGS) and c-Re h transition models, a 3D conjugate heat transfer solver is developed, where the fluid domain is discretized by multi-block structured grids, and the solid domain is discretized by unstructured grids. At the unmatched fluid/solid interface, the shape function interpolation method is adopted to ensure the conservation of the interfacial heat flux. Then the shear stress transport (SST) model, SST & AGS model and SST & c-Re h model are used to investigate the flow and heat transfer characteristics of Mark II turbine vane. The results indicate that compared with the full turbulence model (SST model), the transition models could improve the prediction accuracy of temperature and heat transfer coefficient at the laminar zone near the blade leading edge. Compared with the AGS transition model, the c-Re h model could predict the transition onset location induced by shock/boundary layer interaction more accurately, and the prediction accuracy of temperature field could be greatly improved.     

基于RANS方法的民用飞机网格分析

基于RANS方程分别对代表民机巡航的DLR—F6模型和增升的NASATRAPWING模型进行多块结构化网格生成技术研究,通过网格拓扑、分布、质量参数等多项研究,得到影响民机外流场粘性计算需要的网格生成因子,形成一套适用高精度阻力预测的民机CFD网格生成指南。同时,为验证网格设计方法的可靠性及准确性,分析了不同网格生成准则对于CFD计算模拟精准度的影响,为民机计算策略研究及气动力设计提供了参考依据,具有重要的工程实用价值。     

柔性扑翼全机气动结构耦合特性及稳定性研究

由于微型扑翼飞行器具有体积小、重量轻等特点,在飞行过程中会产生明显的柔性变形,因此在对扑翼气动特性进行数值模拟时,有必要考虑柔性变形的影响。基于结构动力学理论,发展了一种适用于扑翼全机气动结构耦合特性的数值模拟方法与一种适用于扑翼的结构动力学求解方法。方法利用哈密顿原理,对动能和应变能进行变分,进而得到扑翼动力学方程,采用结构有限元方法对运动方程进行离散并求解;采用基于嵌套网格的CFD求解器对微型扑翼全机非定常绕流进行数值模拟。采用CFD/CSD耦合求解器对微型扑翼飞行器全机气动结构耦合特性进行数值模拟,分析了结构变形对柔性扑翼气动特性的影响,并分别对扑动过程中刚性扑翼和柔性扑翼的压心变化范围进行研究,分析了结构变形对柔性扑翼稳定性的影响。     

Test sequencing problem arising at the design stage for reducing life cycle cost

Previous test sequencing algorithms only consider the execution cost of a test at the application stage. Due to the fact that the placement cost of some tests at the design stage is considerably high compared with the execution cost, the sequential diagnosis strategy obtained by previous methods is actually not optimal from the view of life cycle. In this paper, the test sequencing problem based on life cycle cost is presented. It is formulated as an optimization problem, which is non-deterministic polynomial-time hard (NP-hard). An algorithm and a strategy to improve its computational efficiency are proposed. The formulation and algorithms are tested on various simulated systems and comparisons are made with the extant test sequencing methods. Application on a pump rotational speed control (PRSC) system of a spacecraft is studied in detail. Both the simulation results and the real-world case application results suggest that the solution proposed in this paper can significantly reduce the life cycle cost of a sequential fault diagnosis strategy.