井周地层应力状态对油井产量的影响

井周地层应力状态对油井产量有重大的影响,将岩层视为均质的连续弹性体,用弹性力学的方法,分析了井边附近岩层应力分布状态,在此基础上考虑了应力与岩层渗透率的关系,研究了井周地层应力对于油井产量的影响。     

一种对转压气机气动设计方法及其验证

结合附面层抽吸技术提出了一种高负荷对转压气机气动设计方法.在高负荷设计前提下,为避免在转动部件中进行附面层抽吸所带来的诸如强度等问题,利用基于动叶出口轴向速度提升的低反动度压气机气动设计原理,提升动叶出口轴向速度以确保动叶效率,附面层抽吸只在静叶中进行.利用该对转压气机气动设计方法,进行了一对转压气机气动设计验证.三维黏性数值模拟结果表明,在第一列转子与第二列转子叶尖切线速度分别为370m/s与350m/s的前提下,实现了总压比为5.85,效率为88%的两级对转压气机气动设计.     

海口上空中高层大气强烈的突发钠层观测

海南激光雷达站（20°N,110°E）2011年11月2日观测到强烈的突发钠层（SSL）.该SSL峰值密度达37087cm^-3,半峰全宽仅为0.9km.对该SSL发生前后的钠层峰值密度和高度特性进行分析.统计激光雷达2010年5月至2013年12月共计377天观测到的SSL事件222次,其中仅有1次SSL峰值密度超过30000cm^-3.对比距离最近的海南儋州（19.5°N,109.1°E）测高仪和VHF雷达观测到的突发E层（Es）事件,分析事件的相关性.Es最低高度与SSL峰值高度差均在5km以内,约有75%的Es与SSL时间差在±30min之内.实验中使用continuum的Nd：YAG激光器和泵浦染料激光器产生589nm激光,能量为45mJ,使用直径为1000mm的望远镜接收钠层的光子回波.     

歼击机垂尾声载荷研究

 <正> 垂尾紧靠涡轮喷气发动机尾喷口,随着飞机发动机功率的迅速提高,垂尾声载荷问题的研究愈来愈急需。因空测飞机垂尾声载荷难度较大,费用较贵,本文介绍关于地测声载荷的研究。     

BLI效应下整流罩设计对翼型气动特性的影响

边界层吸入(BLI)效应对飞行器气动特性的影响比较显著,而整流罩的设计会进一步影响BLI效应下的翼型气动特性。为了揭示BLI效应下整流罩的主要设计参数对翼型气动特性的影响及其原因,本文采用计算流体力学(CFD)和Morris敏感度分析相结合的方法对该问题进行了详细研究,得到了整流罩主要设计参数对翼型气动特性的敏感度排序和耦合影响程度排序;对敏感度较高和耦合影响较大的参数进行了流动分析。结果表明:在巡航和起飞2种状态下,对气动系数影响相对较大的设计参数是整流罩最大厚度和进气边界弦向位置,整流罩最大厚度对翼型气动特性影响的主要原因是整流罩背风面会发生局部分离,且其还会改变阻力-流量系数曲线的趋势;整流罩最大厚度和进气边界弦向位置对翼型气动特性的耦合影响作用较强。      

高速机群互连网络链路层协议设计

为了设计出精简、高效的互连网络协议,实现高性能机群互连网络,提出了适合机群系统互连网络的链路层协议框架,讨论了停-等和退后N帧协议,并采用FPGA(Field programmable Gate Array)芯片分别实现了这2种协议方案,对它们的性能进行了分析.结果表明,退后N帧协议比停-等协议具有更好的性能,而且实现2个协议的逻辑电路所占用的FPGA资源基本相同.     

计及边界层汇流效应的多段翼型失速特性计算

 本文给出计及边界层汇流效应的多段翼型失速特性的解法。用高阶奇点分布面元法（Panel Method）求位流解,然后进行各翼段粘性尾迹形状迭代,并解出正常边界层和汇流边界层特性。当翼段上有后缘分离时,还要确定分离尾迹的形状,用位移厚度当量源（汇）模拟粘性效应。进行粘/位流迭代直至收敛。上述方法在超过多段翼型失速迎角时仍然有效。计算结果与实验数据比较,符合良好。     

表面热膜在高超声速边界层中的应用

本文针对标准10°圆锥在不同攻角下边界层的转捩和流动分离现象进行了试验研究.在高超声速情况下,应用表面热膜试验技术测得了10°圆锥在不同攻角下的壁面摩擦应力和动态信号数据.试验研究结果表明表面热膜技术可以成功地应用到高超声速的边界层研究中.所得到的数据有助于正确理解高超声速的边界层的特性.特别是驻点线上,边界层的发展有其特殊的规律.     

高超声速飞行器热流密度/分层温度/碳化层研究

受试验设备能力限制,地面风洞无法完全模拟高超声速飞行器临近空间热环境。文章采用在飞行器表面开孔安装长时耐高温热流传感器直接测量热流密度的方法,国内首次获得Ma12以上高超声速飞行器表面热流密度时变数据和边界层转捩特征。实测热流值与理论预示值规律相同,两者偏差小于20%。针对树脂基材料导热微分方程中虽考虑了热解吸热项,但未考虑导热系数随温度变化情况,采用在树脂基材料导热微分方程中加入物性参数随温度变化项的方法,计算了飞行器热防护结构内部分层温度和碳化层厚度,并与实测结果进行了比较,不考虑树脂热解特性和材料物性参数随温度变化,理论值高于实测值,最大偏差275~320℃;考虑热解特性和物性参数随温度变化情况,计算值与实测值最大偏差小于70℃。     

一维入射波作用下土中结构荷载

简要地叙述了对爆炸荷载作用下土壤－结构相互作用进行了较全面、系统的研究后所得的部分研究结果,它包括了结构荷载的一维效应和多维效应,反映了土壤－结构相互作用中起主要作用的主要影响因素。同时又将它以十分简洁的形式提供工程应用。