高压自燃双组元液体火箭发动机燃烧模型

本文提出了一个高压自燃双组元液体火箭发动机稳态燃烧计算模型.文中报告了特种发动机燃烧室压力、混合比、推进剂喷注温度和喷注器结构对燃烧过程影响的计算及分析结果.各种参数影响规律与实际发动机试验结果符合很好.     

在烧蚀条件下固体火箭发动机复合喷管的温度预示

本文探讨了由石墨和高硅氧-酚醛组成的固体火箭发动机复合喷管,在考虑热解炭化和烧蚀引起喷管内型面变化条件下的瞬态轴对称二维温度场.借用当量热容的概念和坐标变换的方法,应用单元体能量平衡原理,在内点用显式格式,边界结点用隐式格式进行数值求解,这样的计算比较简捷,所得温度场与实验结果作了比较,说明本文的预示方法是可以符合工程精度要求的.     

低雷诺数涡轮流动损失控制技术

针对高空、低雷诺数条件下涡轮损失显著增大、效率显著降低的问题，应用理论分析与数值计算相结合的方法，从流动控制原理、设计方法、流场数值计算等多个方面研究了“微球窝”(Dimple)流动控制技术在航空燃气涡轮中应用的问题，分析了“微球窝”表面处理控制流动分离的基本原理，数值计算表明，围绕球窝周围的气流参数具有明显的变化，球窝对叶片表面流动过程的扰动，使得流动分离点向后推移，雷诺数在12208～15611范围的流动情况，分离点分别向后推迟3％～5％的叶片弦长。     

亚跨超音速喷管内流场的整体矢通量分裂算法

从N－S方程出发，采用先进的矢通量分裂算法，对亚跨超音速喷管内流场进行了整体模拟计算。文中对几种不同计算格式的计算效率进行了比较，给出了超音速占优混合流动的直接分割求解方法。计算采用代数湍流模型，跨音速段的计算结果同其它实验和计算结果进行了比较。计算中发现对出口边界条件进行亚音速、超音速和有回流分别处理很有必要；边界层内的M数沿壁面法向变化非常快；不同壁温条件和不同的流动Re数均会改变边界层的厚度。     

有隔板和无隔板的液体火箭发动机冷态全流场数值模拟

针对液体火箭发动机燃烧室内有隔板和无隔板的情况，用数值模拟的方法对发动机冷态全流场进行了计算，探讨了燃烧室内有隔板时边界条件的处理、计算区域的离散以及隔板对流场参数的影响等问题，用欧拉坐标系下的Navier－Stokes方程组描述气相控制方程，通过数值模拟成功地对燃烧室内有隔板和无隔板的流场进行了数值仿真，表明了对隔板体的数值处理方法的可行性。     

知识、经验的表达及在概念设计中的应用

介绍了如何针对知识在概念设计中的不同层次对知识进行分类、建立知识经验库 ;阐述了知识、经验在概念设计中的应用 ,以达到提高设计质量、缩短设计周期的目的     

热真空试验中变温速率的实现

为在热真空试验中实现试件温度的规定变化，在建立试件温度场数学模型的基础上，分析了既定变温速率的外热流调整方法，并介绍了仿真结果以及应用实例，证实了模型的正确性。     

再入飞行体远场二维流尾迹的工程计算方法

建立了再入体再入大气层形成的尾迹的工程模型，并动用边界层理论求解二维等压湍流尾迹流动。根据Ｐｒａｎｄｔｌ的湍流切应力混合长度和Ｔａｙｌｏｒ的涡量变换理论分别获得速度分布和温度分布，根据Ｌｙｋｏｕｄｉｓ的远场尾迹理论计算了轴心参数分布，并且获得了尾迹长度、自由电和密度等尾迹参数。计算结果与同类文献一致，文章的目的是为计算尾迹的雷达散射截面提供初始参数。     

奇才出自渔民家

18世纪时，俄国出现了一位博学多才的科学家，这就是1711年出生的米瓦罗蒙诺索夫，真是英雄何论出身低，虽然他只是一个渔民之子，从小只能在渔船上帮助父亲撒网捕鱼，但却自小就渴望读书求知。在他19岁那年，他就毅然只身步行了1个多月，走了800多千米，来到了举目无亲的莫斯科，他隐瞒了自己低微的出身，居然凭自学所得到的零星知识，进入了一所从来不接收平民的贵族学校。     

基于CBR的数控设备故障诊断系统知识表示

随着数控设备越来越复杂,对设备故障诊断与维修提出了更高的要求,采用专家系统的方式建立故障诊断系统以实现数控设备的快速诊断和维修.针对CBR (Case-Based Reasoning)系统自身的增量学习模式使系统的实例库逐渐增大,系统效能大大降低的缺点.根据数控系统结构的特点采用分层检索的方法,依据该检索方法采用框架型的知识表示方式,提高了大实例库的检索效率.将该方法应用于数控设备的故障诊断系统中,提高了故障诊断的诊断效率.