机匣处理对压气机性能和气流结构影响的试验研究

本文对实壁机匣和三种不同型式的轴向斜槽处理机匣进行了较为详细的试验研究。发现这类机匣处理结构不仅对压气机总性能有很大影响,而且对旋转失速的类型,失速团的空间传播和发展以及转子出口的流场均有很大影响。文中的试验结果对建立失速团的三维传播及发展模型,开发机匣处理的其它功能以及机匣处理结构实际应用都有工程价值。     

磨料水射流去除等离子喷涂法热障涂层的试验研究

热障涂层技术在航空发动机中具有延长热端部件使用寿命、提高功率和减少燃油消耗的优点。对热障涂层金属构件进行电火花小孔加工时,需要先去除金属基体表面的热障涂层。针对等离子喷涂法（Air plasma spray, APS）制备的热障涂层进行了磨料水射流去除加工试验。采用直径为300 μm的低压磨料水射流,在室温下开展APS涂层的盲孔加工试验,以期为后续的电火花穿孔加工提供可能性。结果表明,冲蚀孔径和孔深随磨料浓度、射流压力、冲孔时间和靶距的增加而增大,涂层去除速率随磨粒硬度和粒径的增加而提高,APS涂层的冲蚀效率明显高于EB-PVD涂层。     

An active damping vibration control system for wind tunnel models

In wind tunnels, long cantilever sting support systems with low structural damping encounter flow separation and turbulence during wind tunnel tests, which results in destructive low-frequency and big-amplitude resonance, leading to data quality degradation and test envelope limitation. To ensure planed test envelope and obtain high-quality data, an active damping vibration control system independent of balance signal based on stackable piezoelectric actuators and velocity feedback using accelerometer, is proposed to improve the support stability and wind tunnel testing safety in transonic wind tunnel. Meanwhile, a design of powerful sting-root embedded active damping device is given and an active vibration control method is presented based on the mechanism analysis of aircraft model vibration. Furthermore, a self-adaptive fuzzy Proportion Differentiation(PD) control model is proposed to realize control parameters adjustment automatically for various testing conditions. Besides, verification tests are performed in laboratory and a continuous transonic wind tunnel. Experimental results indicate that the aircraft model does not vibrate obviously from -4° to 11° at Ma = 0.6, the number of useable angle-of-attack has increased by 7° at Ma = 0.6 and 5° at Ma = 0.7 respectively, satisfying the requirements of practical wind tunnel tests.     

电子政务系统中数据服务中心的研究与实现

电子政务系统建设是当前信息技术重点之一。政府机关或企业内部和外部的信息数据如何进行有效集成并作出决策分析,以及政府机关或企业之间的各种信息数据如何快速平滑的交互,成为电子政务建设中的基本问题,针对这些问题我们提出了数据服务中心解决方案。我们采用三层数据管理模式,以J2EE为开发平台,ApacheTom cat作为应用服务器,应用JSP+Servlet+EJB+JDBC技术实现了电子政务系统中的数据服务中心,解决了上述的问题。     

喷雾特性对液体火箭发动机燃烧稳定性的影响

用数值方法研究了一甲基肼／四氧化二氮自燃推进剂（ＭＭＨ／ＮＴＯ）喷雾液滴直径对火箭发动机燃烧稳定性的影响。从喷雾特性对蒸发速率的影响规律出发,发展了喷雾液滴大小影响蒸发速率的物理模型。以蒸发作为燃烧速率控制过程,由ＭＭＨ的分解蒸发速率来控制。用蒸发和分解的时滞分析了燃烧不稳定性,应用ＣＦＤ技术发展了评定燃烧稳定性的脉冲枪模型,得到了对燃烧振荡的敏感分析,并给出了燃烧稳定性的极限图。     

固体发动机燃烧室壳体／绝热层界面脱粘类型及解决的技术途径

界面粘接是固体发动机装药结构完整性的重要条件、通过对发动机燃烧室壳体／绝热层界面粘接进行的研究，指出燃烧室在绝热层整体粘贴中常见的四种脱粘类型。对各类脱粘原因通过抽样色谱分析、无损检测或解剖作了验证，提出解决脱粘问题的具体技术途径。研究结果表明，这些技术措施在发动机装药研制中取得较好的效果。     

层板通道流量系数的试验研究

针对新一代液体火箭发动机层板式喷注器通道流动的设计，通过改变压降、通道长度、流体粘度，试验测量了厚度０．２ｍｍ，０．１ｍｍ，０．０５ｍｍ三种矩形截面层板通道的流量系数，对获得的系列试验数据进行了定性分析，并试验测量了矩形截面直角层板通道的流量系数。     

湍流两相燃烧不稳定性分析

采用数值模拟的方法对液体火箭发动机燃烧室内湍流两相流动与燃烧过程进行了分析,同时研究了燃烧室内高频不稳定燃烧现象。气相控制方程用欧拉坐标系下的Navier-Stokes方程组描述,液相控制方程在Lagrangian坐标系下描述,湍流模型采用高雷诺数的k-ε双方程模型,并采用高压蒸发燃烧模型。通过数值模拟分析了当燃烧室处于稳态燃烧时从喷注面到喉部之间两相混合物的变化规律;当发生高频不稳定燃烧时所研究的控制体内混合气体和喷雾的量发生振荡,并且具有相同的频率和半个周期的相位差。     

射流撞击雾化索太尔平均直径的计算

针对射流撞击雾化初始形成液膜的特征，推导出极坐标下自变量为极角的液滴尺寸分布函数的解析式，这种形式的分布函数与经典的Ｒ～Ｒ分布、上限对数正态分布等概率分布函数不同，可以计算任意撞击角下两股相同射流撞击或一股射流撞击壁面边缘在任意极角区域雾化所产生液滴的索太尔平均直径。计算结果表明，索太尔平均直径随撞击角增加而单调减小；射流直径、射流速度、射流温度变化时，索太尔平均直径也呈一定单调规律变化。本文还结合新一代液体火箭发动机层板式喷注器喷注单元雾化的特征进行了有关雾化机理的探讨。     

大气中低温液相过渡连接Al_2O_3陶瓷与WX60钢的研究

用快速凝固合金薄膜作插入金属在大气中低温液相过渡连接Ａｌ＿２Ｏ＿３陶瓷与低合金钢。接头的剪切强度及开焊温度试验结果表明：用快速凝固合金薄膜作插入金属时能明显地提高接头的剪切强度及开焊温度。其中用非晶态Ｃｕ＿（５０）Ｔｉ＿（５０）合金薄膜作插入金属时接头的改性效果最佳，最高剪切强度达７４ＭＰａ，开焊温度为７８０℃。保温时间对接头的强度及开焊温度影响很大，接头的开焊温度随保温时间的延长而明显提高，但对强度而言，保温时间却存在一个最佳范围。