Full blended blade and endwall design of a compressor cascade

In the current state-of-the-art, high-loss flow in the endwall significantly influences compressor performance. Therefore, the control of endwall corner separation in compressor blade rows is important to consider. Based on the previous research of the Blended Blade and EndWall (BBEW) technique, which can significantly reduce corner separation, in combination with a non-axisymmetric endwall, the full-BBEW technique is proposed in this study to further reduce the separation in endwall region. The principle of the unchanged axial passage area is considered to derive the geometric method for this technique. Three models are further classified based on different geometric characteristics of this technique: the BBEW model, Inclining-Only EndWall (IOEW) model, and full-BBEW model. The most effective design of each model is then found by performing several optimizations at the design point and related numerical investigations over the entire operational conditions. Compared with the prototype, the total pressure loss coefficient decreases by 7%–9% in the optimized full-BBEW at the design point. Moreover, the aerodynamic blockage coefficient over the entire operational range decreases more than the other models, which shows its positive effect for diffusion. This approach has a larger decrease at negative incidence angles where the intersection of the boundary layer plays an important role in corner separation. The analysis shows that the blended blade profile enlarges the dihedral angle and creates a span-wise pressure gradient to move low momentum fluid towards the mainstream. Furthermore, the inclining hub geometry accelerates the accumulated flow in the corner downstream by increasing the pressure gradient. Overall, though losses in the mainstream grow, especially for large incidences, the full-BBEW technique effectively reduces the separation in corners.     

分布估计算法在飞翼飞行器控制分配中的应用

针对飞翼飞行器多操纵面气动布局的结构特点与当前控制分配方法中存在的不足,提出了以多操纵面协调控制的综合效果尽量接近期望单操纵面控制的效果为优化目标,得到了多操纵面控制分配的连续多变量目标函数,并给出基于分布估计算法的控制分配求解策略,完成了飞翼飞行器多操纵面的优化分配。仿真结果验证了该方法的有效性。     

实际工程中混合模型的任务可靠性分配方法

随着可靠性工程在航空产业中的逐步开展,适合于实际工程中的可靠性分配方法变得日益重要,尤其对于实际工程中混合模型的任务可靠性指标分配来说,因其对应的可靠性模型一般为串、并联等混合的复杂模型,可靠性指标分配相当困难。本文将实际工程中常见的比例组合法和专家评分分配法有效地结合起来,为实际工程中混合模型的任务可靠性分配提供了一种简便易行的方法。     

地面等待策略中的时隙分配模型与算法研究

 机场拥塞是制约民航运输的瓶颈所在,地面等待策略(GHP)是解决机场拥塞的有效方法,其核心就是时隙分配问题。为适应我国空中交通持续发展需要,实现科学时隙分配的要求,对GHP已有的研究进行分析和归纳,重点论述了时隙分配的概念、属性、模型和算法,在此基础上总结了时隙分配的关键问题,即随机容量的影响、均衡模型的建立以及模型求解算法的研究。最后指出了时隙分配问题未来的研究方向。     

FC-AE-1553网络的“并发交换式”动态带宽调度机制

为提高航天航空网络传输性能,针对低轨空间舱内有效载荷系统的特点及有效载荷系统数据传输的要求,将空间有效载荷系统的数据分为周期性业务、突发性业务及强时效性业务3种业务类型,并综合分析3种业务特征,提出了一种可应用于FC-AE-1553网络的“并发交换式”动态带宽调度（DBA）机制,即突发性业务传输采用“并发交换式”的动态带宽分配,周期性业务采用静态固定带宽分配,强时效性业务采用抢占式带宽分配的方案。采用理论分析和仿真验证的方式分析了该调度机制的可行性,并通过OPNET仿真软件建立了FC-AE-1553网络仿真平台。结果表明,相比FC-AE-1553网络传统的“总线式”调度机制,所提机制可将FC-AE-1553网络的吞吐量提高10倍以上,且当网络节点数为32时,FC-AE-1553网络的吞吐量可从2.8 Gb/s提高到46 Gb/s,突发性业务的平均时延可降低1个数量级。      

空气预冷发动机及微小通道流动传热研究综述

首先针对发动机空气预冷系统的特点,将现有的预冷机制分为四种类型,包括燃料预冷、质量喷注预压缩冷却、燃料预冷和质量喷注预压缩冷却组合预冷以及其他流体预冷,并分别介绍了每种预冷机制的代表性发动机循环以及技术特点。调研发现,微小通道结构的预冷器具有很高的散热能力和紧凑度,优势显著。英国Skylon空天飞机的预冷却组合循环发动机（SABRE）其微通道结构预冷器具有极高换热能力。对SABRE的预冷器及相关研究进行详细分析,强调微小通道强化换热对提高发动机性能的重要作用。通过对微小通道中单相气态流动换热研究的调研发现,微尺度流动传热机理仍存在诸多分歧,理论发展不完善,需要深入开展微小通道强化传热研究,尤其对于高速高内外温差条件下微小尺度复杂结构空间内流动传热机理需要深入探索。     

分段式固体火箭发动机内部流动不稳定性数值分析

采用大涡模拟技术,针对某分段式固体火箭发动机开展了发动机燃面退移0mm,160mm和280mm三个时刻下发动机燃烧室内部流动不稳定现象的数值分析,获得了三个典型时刻燃烧室内压强可能的振荡特性.计算结果表明,在发动机点火初期燃烧室内流动不稳定性主要由表面涡脱落导致;随着燃面的退移,端面限燃层暴露在燃气中,由于端面包覆结构残余的影响,燃烧室内流动不稳定性主要由障碍涡脱落决定,且与点火初期相比,压强振荡的频率逐步减小.     

飞机可靠性分配方法研究

针对现行飞机工程研制可靠性分配中存在的数据量少、主观因素影响较大的问题,提出了一种融合灰色关联理论与考虑重要度和复杂度的可靠性分配方法。该方法首先统计多型飞机分系统的可靠性指标,并将其代入灰色关联方法中计算各分系统的重要度;然后统计飞机各系统重要和新研改进部件数,利用考虑重要度和复杂度的分配方法对飞机可靠性指标进行分配。以某型飞机为案例进行分析计算,结果表明,该方法简单有效,客观性强。     

基于比较成本理论的国际贸易分工交换与利益分配研究

基于英国经济学家大卫·李嘉图的比较成本理论,通过构建一个2x2扩展模型,对国际贸易的分工比例、相应产品的分工份额、最终从市场所获取的利益分配这三个问题做出实证上的有益尝试,并得出富有成效的结论和建议。     

直升机可靠性建模分配预计工作的经验教训

论述了直升机可靠性建模、分配、预计工作中存在的问题,分析了这些问题的原因,提出了相应的改进方法,其目的是提高直升机建模分配、预计的有效性,实现可靠性建模分配预计的目标.