基于功率保持的辅助动力装置引气性能计算模型

以带负载压气机辅助动力装置(APU)为对象,分析了其结构特点与工作原理,针对目前工程上常用的APU引气性能计算模型的不足,建立了基于APU与空气涡轮匹配的总体性能数学模型和负载压气机变几何部件特性插值模型。在此基础上,研究了APU功率调节规律,获得了轴功率负载、APU涡轮前温度、排气温度与负载压气机进口导叶角度之间的匹配关系,进而实现了APU全包线内和全工况下的引气性能计算。利用GTCP131-9A试验数据对模型进行了验证,结果表明:引气流量计算误差小于3%,引气压力计算误差小于4%;功率保持下的APU涡轮前温度限制值仅与轴功率负载大小有关,与进气温度无关。研究结论对于带负载压气机APU总体性能计算和调节规律设计提供了参考。      

固体火箭冲压发动机技术研究进展

近年来,固体火箭冲压发动机获得飞快发展,本文综述了其技术研究进展,为后续固体火箭冲压发动机技术及相似技术的发展提供借鉴。主要介绍了固体火箭冲压发动机的燃气流量调节技术、贫氧推进剂技术、高效燃烧组织技术、转级技术等关键技术。总结发现国内外关键技术已取得了较全面突破,逐渐进入工程实用阶段,但燃烧基础问题研究不足。因此,有必要进一步深入开展推进剂细观燃烧、多相湍流燃烧、金属颗粒燃烧等基础科学研究,进而促进固体火箭冲压发动机技术发展。     

一种用于纳米颗粒场致发射推力器的自中和技术

纳米颗粒场致发射推力器(NFET)是一种用于微小卫星的固体工质静电推力器,为促进NFET的工程研制,提出一种新的自中和技术——反向充电中和策略。为研究这种自中和技术的设计方法,建立相应的数值模型以模拟该中和技术下羽流输运过程,并且,在真空舱中开展NFET的羽流测量试验来验证中和模型的正确性。以比色温度计和"打靶法"装置来分别测量羽流温度分布和推力,通过试验与仿真结果的对比,羽流温度变化的试验结果与仿真结果在定性规律上一致,推力的计算误差在9%～10%。在验证模型正确性的基础上,利用该数值模型对关键设计参数进行数值分析。结果表明:引出极与发射极的内径比变化会导致外加电场对剩余电荷颗粒作负功,引起推力下降,该物理参数在0.94附近时,推力达到极大值;而随着颗粒直径的增加,羽流中和区域整体向下游推移,推力升高。本文结论可为NFET的反向充电中和策略提供设计参考。     

高管股权激励对内部控制有效性的影响研究——基于我国A股上市公司的经验证据

以2011年～2015年A股上市公司为研究对象,采用普通OLS模型和PSM检验研究了高管股权激励对内部控制有效性的影响,并从注册地所属辖区角度分析了上市公司在上述两个方面存在的地区差异。研究结果显示:高管股权激励强度与内部控制有效性之间呈"倒U型"关系;激励强度与内部控制有效性之间的非线性关系在东部和西部地区显著,而中部地区不显著。     

高分辨率模数转换电路的设计及误差分析

随着惯性技术的发展,传统的电流频率(I/F）转换电路已经不能满足惯性系统的需要。在传统的I/F转换电路的基础上结合A/D采样芯片,用来对积分器残余电荷进行采样,以得到一种高分辨率模数(I/F+A/D）转换电路。介绍了转换电路的工作原理,分析了电路的原理性误差。经仿真分析及实验验证,与传统的I/F转换电路相比,该电路具有更高的满度输出频率、更大的标度因数以及更好的线性度。输入小信号对电路进行测试,测试结果表明该电路对小信号更加灵敏,具有更高的分辨率。     

高超声速飞行器一体化方法研究

针对高超声速飞行器一体化设计方法现状的分析,阐明了吸气式发动机与乘波体飞行器之间高效的一体化对于高超声速飞行的重要作用,并从理论、原理、设计方法 3方面进行介绍。在激波理论方面,通过从直线激波的求解拓展到二次曲面激波的求解,为3维曲面激波的研究提供了帮助;在乘波原理方面,将乘波原理从外流乘波拓展到内流乘波,继而提出1种兼顾内外流需求的双乘波原理,深化了乘波原理的内涵;在设计方法方面,对于基本流场的气动设计问题,提出更加高效的一体化气动反设计方法。综上分析并归纳出准3维内外流一体化乘波理论与方法,从而在现有"准3维"研究体系上,构建并完善了全3维内外流一体化乘波理论与方法,对于复杂3维超声速内外流一体化设计技术的发展具有一定借鉴作用。     

一种基于循环阈值的海上固定目标清洗方法

针对海上电磁环境复杂、数据量巨大等问题,在进行态势分析时,将目标海域内对态势分析影响较小的固定目标进行清洗,可有效缩短数据处理的时间、降低复杂度,提高态势分析的效率和直观性。现有的固定目标清洗方法鲁棒性较低,不能排除异常跳变数据的干扰,对数据集中信息的准确性要求较高,不适用于海上复杂环境的数据处理。因此,文章提出了一种基于循环阈值的海上固定目标清洗方法,并在仿真军事场景上进行了实验分析,所提方法通过循环阈值过程能够排除自然因素、量测误差和异常跳变数据的干扰,有效检测出样本数据集中的固定目标。     

基于智能变距拉杆的旋翼平衡实时调整方法

旋翼不平衡是造成直升机振动的重要原因,而传统旋翼平衡调整是一种定期维护方法,耗时长且无法长时间保持维护后的振动水平。本文研制了一套基于智能变距拉杆的旋翼平衡实时调整（In flight tuning,IFT）系统,可以根据计算机发出的数字指令控制智能变距拉杆长度实现桨叶变距输入,进而完成旋翼动平衡调整。试验发现智能变距拉杆杆端位移量对旋翼转频振动分量的影响呈线性规律,由此确定拉杆调整系数矩阵。当获取旋翼不平衡振动信息后,根据相位选择相应拉杆作为调整器,根据振幅在调整矢量方向投影的大小关系设计了调整策略,得到拉杆完成平衡调整所需的位移量。通过旋翼塔试验验证了该方法的有效性,结果表明该方法可以在直升机飞行过程中实时降低旋翼振动水平,有效提高了旋翼动平衡调整效率。     

泡状隔板对涡轮叶片内冷通道换热和流阻的影响

为增强涡轮叶片内部通道的换热、减小流动阻力,提出了一种新型的泡状隔板结构。通过实验与数值模拟相结合的方法,研究了等热流边界条件下泡状隔板结构的半径以及形状对通道换热和流阻特性的影响,并与直隔板进行对比,实验结果表明:在研究范围内,对称型泡状隔板结构能够大大减小通道流动阻力,随着泡状结构半径的增大,减阻效果增强;不对称型泡状隔板结构只在半径最大时能减小流动阻力;泡状结构对于换热的影响并不明显。实验结论可以为涡轮叶片内部冷却通道的优化设计提供理论依据。     

制冷剂类型对机载蒸发循环系统性能影响

为给直升机机载制冷循环系统制冷剂的选择提供借鉴,首先以某直升机现有空调系统为例,依据其系统及部件参数,在VapCyc软件中建立制冷系统模型。然后选用不同制冷剂,改变冷凝器侧入口空气温度、冷凝器/蒸发器侧风量及压缩机转速,得到系统制冷系数(Coefficient of performance,COP)及制冷量。分析得到相同工况下,R134a与R1234yf的COP值相差不大且最高,R407C次之,R32与R410A结果相近且COP值最低;制冷量从高到低依次为R32,R410A,R407C,R134a和R1234yf。在机载制冷系统研究初期,应先满足系统制冷量的要求,故认为在选择机载空调制冷剂时,优先考虑R410A及R407C。另外,冷凝器侧风量、蒸发器侧风量及压缩机转速等参数对系统制冷量及COP均有较大影响,设计制冷系统时应慎重确定。