航空发动机离心通风器计算

离心通风器性能对减少航空发动机滑油的消耗有着重要的意义。应用欧拉-拉格朗日方法对某型航空发动机离心通风器内部两相流场进行数值模拟。分析油气比、转速和空气流量对离心通风器最小分离直径、分离效率、总压降的影响。结果表明:油气比对离心通风器的影响很小;空气流量的增加会引起总压降的快速升高;随着转速的增大,最小分离直径的变化能达到1～3 mm;转速和空气流量的变化对分离效率的影响均比较明显,转速的增高使分离效率随之增大,而空气流量的增高则会使分离效率先增大后减小。     

薄膜材料和纤维材料的热扩散率测量

介绍了激光热波技术用于测量薄膜材料和纤维材料热扩散率的测试系统，测试温度范围为２０－５００℃。讨论了测量中的各种试验条件、基本公式和误差分析。在理论上此系统可以应用于任何厚度样品面向热扩散率的测量。     

改进的Qiu滑移因子模型用于离心压气机叶轮的参数研究

为适用于微型离心压气机叶轮的通流设计,对Qiu滑移因子模型加入了3个经验参数.首先对经验参数的求解方法及参数对于设计精度的影响进行了分析研究,发现其中经验参数c_r对于设计精度影响较大.其次在通流设计中应用改进的Qiu滑移因子模型辅助生成叶片,用计算流体动力学(CFD)研究了c_r所影响的模型滑移因子,与数值流场的出口平均滑移因子对比,得到了多种叶轮总体参数下c_r的最佳取值.发现虽然微型、大型离心压气机叶轮总体参数变化范围很大,但c_r的取值均以0.7左右为其最佳值.      

三维机翼亚临界定常流的局部线性化有限元法

本文使用了两种类型等参元,通过变分法,计算了三维机翼亚临界定常位势流中的压力分布,计算结果与试验结果符合较好。文中还使用了有限元法中的局部线性化理论,插值出元素中心点密度去处理迭代过程中元素系数阵的计算,其结果与通常的有限元计算相吻合,但计算时间却明显减少了。文中还对有限元法局部线性化理论和局部线性化有限元法做了阐述。     

贡献排序法的操作设想--高校教师职称评审中实行贡献排序法研究(三)

贡献排序法的量化考评指标不能分解得太简单,也不能过繁、过细.思想政治表现得分可以运用模糊数学原理进行评价,实行定性向定量的转化.教学业绩考核内容要考虑教学工作量、教学效果等4个方面.科研业绩考核内容要考虑学术论文得分、著作得分等11个方面.荣誉称号可以按7个层次计分.其他项目计分要考虑学历、学位、留学、国内进修4项内容.     

强不确定系统“全系数之和等于1”的实现方法

摘要： 研究强不确定系统“全系数之和等于1”的实现方法,强不确定系统指的是系统的静态增益及其界不完全确知且范围较大.“全系数之和等于1”是吴宏鑫院士20世纪80年代发现的,该原理表明,对于未知连续系统,其离散化系统的系数的和在一定条件下是1.该原理的发现对于解决闭环辨识和自适应控制的瓶颈问题具有关键作用.“全系数之和等于1”是在一定条件下成立的.为了实现系统的“全系数之和等于1”,需要对系统进行一定的变换,以满足所需条件.其中,采用静态增益的标称值的倒数进行输入变换的方法在实际中得到了广泛应用.但是,当系统的不确定性较大时,该变换将带来较大偏差.针对该问题开展了深入研究,明确给出了系统静态增益的不确定性与标称值的比值的关系对于实现“全系数之和等于1”的影响.当不确定性与标称值的比值较小时,可以近似实现“全系数之和等于1”;当比值较大时,进一步给出了通过选取合适的采样周期,近似实现“全系数之和等于1”的方法.本文的研究对于特征模型理论在实际中的应用提供了一定的基础.     

Numerical prediction and wind tunnel experiment for a pitching unmanned combat air vehicle

The low-speed flowfield for a generic unmanned combat air vehicle (UCAV) is investigated both experimentally and numerically. A wind tunnel experiment was conducted with the Boeing 1301 UCAV at a variety of angles of attack up to 70 degrees, both statically and with various frequencies of pitch oscillation (0.5, 1.0, and 2.0 Hz). In addition, pitching was performed about three longitudinal locations on the configuration (the nose, 35% MAC, and the tail). Solutions to the unsteady, laminar, compressible Navier–Stokes equations were obtained on an unstructured mesh to match results from the static and dynamic experiments. The computational results are compared with experimental results for both static and pitching cases. Details about the flowfield, including vortex formation and interaction, are shown and discussed, including the non-linear aerodynamic characteristics of the vehicle.     

固体火箭发动机推力线横移和偏斜模拟计算

分析了固体火箭发动机推力线横移和偏斜的影响因素，介绍了由静态影响因素引起的偏差计算方法，得到的模拟计算结果与实测结果相近。这种计算方法将有助于改进导弹的姿态控制精度。     

喉栓式推力可调发动机喷管流场数值模拟

对喉栓式推力可调固体火箭发动机喷管流场进行了数值模拟,并对喉栓型面进行了过程优化;针对喉栓不同作动速度和自由容积,分析了流场内各参数的变化;进行了非同轴喉栓发动机试验研究.计算结果表明,细长锥型喉栓总体性能最优;发动机压强建立过程与喉栓作动速度和自由容积关系密切;模拟结果与试验数据差别不大,可为喉栓式推力可调固体火箭发动机的研发提供参考.     

时域有限体积法的格式稳定性分析

以模型方程为例,采用MUSCL插值的S-W通量分裂格式,分别结合二步、四步龙格一库塔时间推进格式建立数值求解方法.用Von Neumann傅里叶级数分析方法,通过对不同格式的放大因子及色散因子的计算,分析了时域有限体积法(FVTD)格式的稳定性.