双模态超燃烧烧室计算

靠拢了固定几何流通截面的双模态超燃烧烧室模,采用气动热力调节的方法来实现双模态,宽马赫范围工作。计算结果表明,气动热力调节实现燃烧室内燃烧模态的转变是可行的。     

冲击加多斜孔双层壁冷却方式气膜绝热温比研究

采用传热传质类比方法,对冲击加多斜孔双层壁冷却方式气膜绝热温比进行了实验研究。主要考虑了双层壁夹缝高度、冲击壁、吹风比、孔排列方式、以及孔间距对局部绝热温比的影响。并且给出了根据 5种几何结构实验板的展向平均绝热温比沿流向的分布运用最小二乘法拟合公式。研究结果表明:对某一确定几何结构的多斜孔实验板,加冲击壁与否以及双层壁间夹缝高度的变化对相同吹风比下的绝热温比影响甚小,局部绝热温比的分布主要取决于吹风比和孔阵排列方式。从绝热温比考虑,叉排长菱形排布比较理想。      

中心进气和高位垂直进气转静系旋转盘冷却品质比较

基于实验结果,对中心进气和高位垂直进气转静系旋转盘的冷却品质进行了较为系统的比较,结果发现：虽然两者的备面平均努赛尔特数和无量纲过余体平均温度相差很小,但是从减小径向温差角度看,高位垂直进气具有明显的优势,证明了以前提出的涡轮盘冷却指标应含径向温差的合理性。     

通过GPS测量数据研究电离层电子总含量的逐日变化

提出了一种直接通过双频GPS伪距测量数据导出接收站附近垂直TEC的方法,这种方法不需要事先知道卫星和接收机电路时延的精确值,前者可在换算过程中自洽地加以修正,而接收机时钟误差则利用IRI模式的夜晚平均值作为参考来订正,这一订正存在一定的绝对误差,但不会影响逐日相对变化,却使数据处理过程大为简化.得到的垂直TEC为天顶周围60锥角内的平均值,能够相当好地反映电离层电子总含量的周日变化.一个计算实例显示了连续三天北京地区TEC的日变化情况,证实了这一方法的实用性.文中还提出一个新概念或问题,即GPS卫星仰角很小时,通常认为多径效应造成大的误差,本文的一些实例似乎表明,这种多径效应的概念应当包括电离层不规则结构的贡献.     

意大利的小卫星研制

1　前言□□小卫星正在通信、环境观测和科学应用等方面起着越来越重要的作用。许多系统要求在天上布署由数十个或更多的小卫星组成星座。这就要求能在很短的时间里生产出大量的卫星。意大利的 Alenia宇航公司为“全球星”(Globalstar)计划生产小卫星 ,该计划是在低地球轨道 (高 1 4 1 0 km)发射 4 8颗卫星再加上 8颗备份。这样 ,Alenia公司一共要生产 56颗卫星 ,1 1 2个有源天线 ,整个型号的装配总装测试 (AIT)工作 ,包括 1颗鉴定星和 56颗飞行星都由该公司负责。同时该公司也负责发射基地的卫星准备工作。由于要在很短的时间内将如此多…     

一种基于IP内核的PCI总线接口设计方法研究

PCI总线是数据处理器访问和管理系统资源核心部件,为处理器提供数据采集、信息访问和资源管理的有效途径.针对PCI总线协议的复杂性、以及PCI总线管理的需求,采用PCI Core内核技术,使用FPCA进行64位、66M的PCI总线接口设计,将可重用PCI Core和PCI用户应用设计集成在一个FPGA芯片中,实现PCI总线的管理,并通过对顶层文件的仿真,检测设计功能的正确性.该方法降低了设备的成本,缩短开发周期,给用户设计提供了很大的灵活性.仿真结果表明,PCICore和用户应用设计功能正确,能够满足设计要求.     

基于QFD/TRIZ/CAD技术融合的微波黑体定标源优化设计

提出一种基于QFD/TRIZ/CAD技术融合的创新设计方法,用于复杂多参数模糊系统的最优化设计。首先,基于QFD质量屋,明确关键技术矛盾,然后利用TRIZ的矛盾矩阵、创新原理分析、物场模型、标准解技术确定优化设计的理想解决方案,最终通过专业CAD设计工具完成定量的优化设计。通过微波遥感亮温定标源的优化设计实例证明了QFD/TRIZ/CAD融合技术实现复杂系统优化设计在创新性和设计效率方面的能力。     

鸭翼展向吹气对发动机推力损失影响的评估

风洞实验结果表明鸭翼展向吹气能提高飞机大迎角升力,延缓机翼涡破裂,增大飞机失速迎角.但由于鸭翼展向吹气需从发动机引气,这势必对发动机推力和飞机的各项性能产生影响.采用动量定理和耗油率公式对从发动机引气造成的气流质量流量损失、发动机推力损失和对飞机总升力(引气造成的升力损失和鸭翼吹气获得的升力增量之和)的影响等方面进行了评估,并比较了机翼展向吹气与鸭翼展向吹气两种方式.结果表明,鸭翼展向吹气引气量少、推力损失小,对飞机大迎角机动性能有利,是一种可取的间接涡控制技术.      

一种新型布局方式的冲压发动机燃烧室

针对冲压发动机,在旁侧进气突扩燃烧室的基础上,结合凹腔火焰稳定器的特点,设计了一种新型布局的旁侧进气突扩凹腔燃烧室.采用三维两相数值计算方法,研究了凹腔位置、后壁倾角和长深比对燃烧室流场和性能的影响;针对所设计的旁侧进气突扩燃烧室和旁侧进气突扩凹腔燃烧室进行了设计点和非设计点的计算,给出了燃烧室性能参数,同时对燃烧室的...     

轴流燃气涡轮气动设计中反动度可行域的研究

为快速确定反动度的合理取值范围,加快涡轮设计流程及完善气动设计体系,对考虑动叶进口相对总温的高压涡轮反动度可行域及多约束下反动度的可行域进行研究。采用"等效单级涡轮"的思路建立反动度与动叶进口无量纲相对总温之间的关系式以及采用速度三角形方法建立多约束条件下反动度可行域的计算方法。研究显示:当级负荷系数和膨胀比一定时,相对总温随反动度降低而降低。反动度降低0.1,则无量纲相对总温降低0.012。涡轮进口总温越高,反动度对相对总温影响幅度越大。当级负荷系数大于某值或膨胀比低于某值时,反动度均存在最大值。为保证气动方案具有较低值动叶进口相对总温和较高的效率,若膨胀比一定时,应选择较小的反动度和级负荷系数的设计思路,若级负荷系数一定时,对于单级涡轮反动度取值应较高,对于双级涡轮反动度取值应减小。建立考虑涡轮气动、传热、强度、结构方面的多约束可行域计算方法,可以快速确定反动度的可行域,完善涡轮气动方案设计并加快设计流程。以新型高速飞行器低压涡轮为分析对象,采用该方法确定其反动度可行域为0.125～0.266,并深入研究发现其反动度最大值由动叶出口最大允许马赫数和最小允许绝对气流角共同限制。