内并联型TBCC进气道方案设计及验证

提出了一种带可变几何泄流腔的内并联型涡轮基组合循环(TBCC)进气道设计方案.介绍了进气道的总体设计思路,给出了进气道的设计马赫数、转级马赫数及飞行轨迹,对不同来流条件下进气道的工作方式以及全马赫数范围进气道型面调整的安排进行了论述,确定了进气道主要气动参数与型面参数的选取原则.通过数值模拟和高速风洞试验的手段,对进气道设计方案的可行性进行了验证.数值模拟结果表明:当Ma₀≤2.5时,进气道的总压恢复系数均在0.8以上,当2.5<Ma₀≤4.5时,进气道的总压恢复系数均在0.3以上,符合进气道总体方案的要求;冲压模态下,冲压通道的出口马赫数均小于0.4,出口静压均大于0.5个标准大气压,均能满足冲压燃烧室的燃烧需求.风洞试验结果表明:模态转换过程中,进气道涡轮通道具有良好的进/发匹配特性,且进气道涡轮/冲压通道具有良好的相容性能.研究结果可为我国开展组合动力研究提供方案参考和技术储备.      

声表面波色散延时线激励的高精度时间间隔测量方法

高精度时间间隔测量技术对国民经济与国防建设意义重大,论述了一种新的高精度时间间隔测量方法,可以达到1ps量级甚至更高的测量精度。该方法利用声表面波色散延迟线作为时间内插器,时间内插器起到时间拉伸的作用,从而可以获得多个观测值,由于平均的效果,总的测量误差将被大大降低。理论分析与仿真实验均表明该方法可以达到很高的时间测量精度,是切实可行的。     

采用新型基准流场的高超声速内收缩进气道性能分析

通过改变中心体形状,设计了新型轴对称基准流场,可显著降低反射激波强度,明显提高压缩效率。基于该基准流场和传统基准流场,分别设计了两个圆形出口内收缩进气道,并对二者的流场及总体性能进行了数值研究。结果表明,新的进气道设计点和接力点肩点附近激波附面层相互作用减弱,流场结构优于传统进气道,压缩效率明显提高,同时进气道起动性能得到改善。     

基于狭缝湍射流多尺度特征研究的机舱条缝送风口内结构的优化设计

针对 MD-82真实客机座舱内现有的壁面条缝型送风口流场平均流速沿座舱轴向分布的不均匀性,提出了一种送风口条缝形芯内结构的设计,使条缝型送风口处气流混合更加均匀,湍流发展更充分,平均流速沿座舱轴向分布更加均匀。并利用热线测速技术,精细测量条缝型送风口流场进行验证。从吹风感舒适性要求出发,利用子波分析,对条缝型送风口流场不同位置的瞬时速度时间序列信号作多尺度湍涡成分分析。结果表明:加装了条缝形芯内结构的条缝送风口流场的气流脉动特征频率始终维持在21.83Hz 左右,而导致人最不舒适的空气速度脉动频率为0.2~0.6Hz,从而证实加装了条缝形芯内结构的条缝送风口流场的气流提高了人体感觉的舒适性。     

析《百年孤独》的互文性特征

《百年孤独》是加西亚·马尔克斯的一本内涵丰富的小说,自问世以来,人们对其进行了多角度的解读。拟从互文性角度出发,分析作品的外互文性特征和内互文性特征,来探讨作品背后的深远意蕴。     

基于修正差分进化算法确定周期内多载波微放电等效功率

微放电是空间微波部件设计所必须考虑的失效效应之一,随着空间宽带多载波模式的广泛采用,多载波条件下微波部件微放电问题引起广泛关注。针对周期内多载波微放电等效功率计算所采用传统经验公式的不足,提出了一种基于修正差分进化算法的确定周期内多载波微放电等效功率的全局优化方法。该方法通过对多载波合成信号功率特性进行分析,推导获得了 20个电子渡越时间内信号能量的表达式,采用二次插值法进行局部搜索,采用修正差分进化算法进行全局优化,从而高效、准确获得全局最优解。以幅度相等、频率间隔相等的多载波信号为例,进行了等效功率的确定,与经验公式的预测结果相当,验证了所提出方法的有效性;同时,对幅度不同、频率间隔不等的多载波信号进行了处理,获得了能够指导微波部件微放电设计的最坏状态及其等效功率。所提出方法不仅适用于幅度不同、频率间隔不等的多载波信号情况,并且能够提供微放电最坏状态时的相位分布,为多载波微放电实验验证提供相位输入。所提出方法相比传统的基于经验公式的方法具有明显优势,为空间宽带多载波工作微波部件微放电设计提供有效依据,在卫星转发器多载波微放电分析及设计中具有价值。     

基于间接伴随法的大气层内高超声速飞行器最优上升轨迹研究

利用修正的无量纲因子,建立了适用于大气层内高速飞行器数值优化的数学模型。创新地采用欧氏空间中超立方体顶点坐标作为协状态初始值的方法解决了伴随方法的初始值估计难题,实现了间接伴随法在最优轨迹优化中的应用。完成并给出了该方法在真空状态和有空气动力存在的情况下轨迹优化结果,并在控制约束存在的前提下,对上升段轨线进行重规划,仿真结果表明,该方法快速、有效,且具有在线制导的应用潜力。     

过载对固体火箭发动机性能影响试验研究(英文)

建立了立式旋转试车台,研究了高过载对固体火箭发动机性能的影响。通过地面静止及不同过载(15gn,15gn;35gn,15gn)条件下点火对比试验,获得固体火箭发动机在不同过载条件下内弹道性能以及绝热层和喉衬的烧蚀规律。试验表明,随着过载增加,发动机压强增大、工作时间缩短;横向与轴向的组合过载恶化了烧蚀环境,使喉衬出现偏心烧蚀。     

一种基于刀口测头的内尺寸测量方法研究

随着精密机械加工复杂化程度的提高,传统量块组合填塞法或影像法测量各种柱面内尺寸已不能满足精密测量技术发展的需要,它们或对人员素质要求较高,或只能反映局部特征。本文介绍了一种基于刀口(楔形)测头的内尺寸测量方法,通过改进万能测长仪的内测钩,设计专用刀口平面组合测头,利用内外测头结合标定的方法,采用量块比较测量法实现了对柱面内尺寸的测量。并以花键环规为例,分析了测量结果的测量不确定度,通过En值的计算,证明了该方法的有效性和可靠性。     

提升民航行政执法效能

随着航空运输普及率越来越高,航空安全越来越受到社会各界的关注,行业管理也面临越来越大的压力,民众对局方行政执法能力的要求也越来越高。因此,民航行政执法部门有必要"外树形象,内强素质",切实在提升自身行政执法效率和能力上下功夫,锻造一支维护国家和人民群众切身利益、促进民航持续安全的行政执法铁军。