条缝肋管风冷换热器传热系数计算及最佳设计

介绍了近似计算空调常用条缝肋片管风冷换热器传热系数及流动阻力的数学模拟, 计算方法和试验比较吻合, 说明计算方法是可行的、实用的。对风冷换热器进行优化设计和原产品对比, 效果明显, 说明优化设计是可行的。      

一种新型螺旋滤波器

提出并实现了一种新的螺旋滤波器耦合结构。该滤波器的屏蔽外腔为圆筒形,螺旋谐振器被横向固定在圆筒内,谐振器间不再有膜片相隔,它们之间耦合的大小主要取决于谐振器间的相互间距和相对角度。这种滤波器不仅在结构上比普通螺旋滤波器简单,调节也更加方便;此外,它的设计带宽还可以比普通螺旋滤波器宽得多。文章列举了几组滤波器的实测结果,其中一组在不加任何特别措施的情况下,相对带宽作到了２７％,另有一组具有明显的带外衰减极点。     

基于p-u探头测试法的双层微穿孔吸声体吸声性能试验研究

微穿孔吸声体广泛应用于建筑、汽车、航空航天等领域。文章基于p-u探头测试法研究双层微穿孔吸声体声腔体积对其吸声性能的影响。通过与阻抗管中测量得到的吸声系数对比,验证了p-u探头法测量双层微穿孔吸声体的吸声系数的适用性,弥补了传统阻抗管测试法无法测试真实尺寸试件的缺点。测量结果表明双层微穿孔吸声体板后声腔共振能提升吸声体的吸声性能,因此可以将合理设计声腔共振频率作为微穿孔吸声体优化设计的新思路。     

燃烧室多斜孔壁流量系数研究

对５种不同几何结构多斜孔试验板展开了流量系数研究。讨论了流量系数的物理本质及影响因素。在变化各种几何因素及流动因素的情况下由实验得出了流量系数值。讨论并分析了各种因素对流量系数的影响程度。该结果对多斜孔壁气膜冷却的设计、研究有重要意义。     

连接件疲劳寿命分析的等效SSF法

传统的应力严重系数(SSF)法在复杂几何和载荷边界下几乎无法获得SSF值,而采用三维有限元法只能获得孔边最大应力,但不能计及钉孔质量和填充系数影响,且计算复杂不便于工程应用。本文将由有限元获得的连接件中的紧固件及周边平衡载荷系等效为两个单轴载荷,通过两个单轴载荷作用下应力场的叠加,并引入复杂几何和载荷边界对SSF的影响,而获得等效SSF值,并用有限元法对本文建立的最大应力近似公式进行了验证。算例结果表明,本文的计算方法简单有效。     

助推器支承的火箭地面风载荷非定常气动系数（下）

根据新一代运载火箭CZ．5及其动力学相似缩比模型的助推支承、两个弯曲模态主方向的模态参数有显著差别的特点,推导了火箭地面风载荷在模态主方向的非定常气动弯矩系数,给出了非定常气动弯矩的计算方法,并通过坐标转换,得到风轴气动弯矩系数的计算公式。将非定常气动弯矩系数中与动特性有关的参数统称为动态弯矩因子,从而统一了所有类型火箭的地面风载荷非定常气动弯矩系数的计算公式。此外为简化助推器支承火箭地面风载荷的试验方法,给出了气动加速度和位移系数的计算方法,提出了加速度因子和动态位移因子的概念。通过对CZ．5缩比弹性模型的动特性和弯矩因子的计算,分析了支承筒和不同构型模型的影响,并根据各阶弯曲模态对应的不同响应因子的变化,证明了地面风载荷试验只计及一阶模态的合理性。建议采用弯矩和位移测量数据分析非定常气动系数,不宜直接采用加速度数据计算气动系数。     

降落伞特性对伞舱系统运动稳定性的影响

建立了伞舱系统刚性连接和弹性连接时的数学模型,针对联盟号飞船回收系统进行了动力学仿真。分析了降落伞侧向力系数、吊带长度、降落伞和载荷质量比以及吊带性质对伞舱系统运动稳定性的影响,其结论可为伞舱回收系统的设计提供参考。     

出/入口面积相等的收缩-扩张孔气膜冷却特性

采用一种可进行全表面测量的瞬态液晶测量技术测量了一种出口面积与入口面积相等的收缩扩张形孔的气膜冷却特性,研究了动量比(0.5,1,2,4)的影响,并与传统的出口面积小于入口面积的收缩扩张形孔的气膜冷却特性进行了对比。结果表明:收缩扩张形孔射流均完全覆盖了孔下游壁面,射流的交汇以及对涡结构使得孔中心线附近区域的冷却效率较低,而孔间区域的冷却效率较高。在上游区域,孔间区域的换热系数比相对孔中心线附近区域的较高,而在下游区域,对涡结构又使得孔间区域的换热系数比相对较低。出口-入口面积比不同的两种收缩扩张形孔的冷却效率分布规律和换热系数比分布规律都比较相似,但出口-入口面积比为1的收缩扩张形孔的冷却效率以及上游区域的换热系数比的数值都相对较低。而且出口-入口面积比为1的收缩扩张形孔的流量系数明显高于出口-入口面积比小于1的收缩扩张形孔。     

地形匹配修正陀螺仪误差漂移系数研究

探讨了巡航导弹在巡航直飞段陀螺仪漂移误差对导弹视加速度的影响,结合地形匹配中的巡航弹航向角偏差研究,对依靠地形匹配分离陀螺仪误差系数方案进行了可行性分析,并且利用地形匹配数据对陀螺仪误差系数进行即时修正.通过仿真计算,对网格大小不同的地形匹配区提出了地形匹配区最大航向角偏差的精度要求.结果显示对误差漂移起到了明显的修正效果,为进一步研究减小制导工具误差的途径提供了新的思路和方法.     

研发阶段涡扇发动机模型自适应方法

为了实现研发阶段涡扇发动机整机试验数据的快速评估和模型自适应,提出一种发动机模型自适应方法。该方法以整机试验数据为输入,结合气动热力过程约束方程和发动机整机匹配约束条件,重构出各部件的性能参数。文中提出了按照高压涡轮导向器喉部流通能力确定核心机流量的方法,并以载荷系数为媒介实现叶轮机械部件参数修正计算,完成了小涵道比涡扇发动机的自适应建模计算。计算结果表明,17个测量参数与计算结果完全一致,该方法完成单个状态点自适应计算的平均时间约为1.44ms,主要部件特性的修正系数在0.95～1.05。采用该方法计算的部件特性参数自适应修正系数可为发动机性能调试和故障诊断提供依据。