"单回路"法及其在高速气体离心机取料器能耗测量上的应用

取料器能耗直接影响离心机的使用寿命和经济性,一直是国内外的研究热点和难点。而实际离心机中,取料器能耗混在整机能耗中,不能直接测量。为分离出Y．2型气体离心机轻、重组分取料器的能耗,提出了以“单回路”模拟双回路的试验方法,在实际离心机上进行改造,模拟实际运行工况,进行能耗实时测量;同时,为保证测量精度,引入微机数据自动采集系统,改进了测量装置。试验表明：“单回路”试验法进行能耗测量是可靠的,试验结果为强旋流场中理论模型的修正、流场计算和离心机取料器的优化设计提供了必要数据,该方法对其他类型离心机的优化设计也有很大的参考价值。     

LF6铝合金薄板的搅拌摩擦焊焊缝成型及性能

搅拌摩擦焊是一种用于低熔点合金板材的新型固态连接技术。本文针对我国常用的LF6铝合金，研究了搅拌摩擦焊焊接规范对焊缝成型及接头力学的影响，分析了搅拌摩擦焊缺陷产生的原因。结果表明，LF6（M）搅拌摩擦焊接头强度可以达到母材的强度，其背弯和正弯角度可达到180度；焊接规范对接头的力学性能有影响，存在一个最佳力学性能规范区；某些规范条件下可能出现单边沟槽或隧道型缺陷及单边塑性流线现象，它们的位置与搅拌头的旋转方向有关。     

桥式测量转换电路特性与实验教学结合的探索与实践

桥式测量转换电路是众多传感器测量转换电路中非常重要的一种转换电路,其特性的理解和掌握对理解其在多种电路中的应用起着至关重要的作用。通过应变片电阻传感器实验教学可实现对桥式测量转换电路特性的掌握。     

激波绕楔形物体的流场分析

使用数值计算方法和数值干涉技术并结合实验干涉图片,分析了激波过拐角绕楔形物体运动的流场.并采用数值彩色干涉技术,将数值计算结果转换为彩色条纹编码的数值干涉图,并与实验干涉图比较,可以辨识过激波发生跳跃后的干涉条纹的位移数,从而确定实验干涉照片的密度场.数值计算采用显式二阶迎风TVD格式.采用数值干涉技术将计算密度场转化成数值干涉图与实验干涉图进行了比较,检验了数值结果的可靠性.数值计算结果显示了包括激波、接触间断和旋涡在内的详细的流场结构,与实验相比,更为细致地刻画了流场演变过程的细节.通过数值计算结果观察到激波传播到旋涡中心附近并没有发生明显耗散,旋涡上半部的激波得到减速,下半部分的激波得到加速.     

矩形截面高超声速进气道气动设计及实验验证

首先对矩形截面高超声速进气道设计方法进行了研究,给出了设计流程,并据此设计了矩形截面高超声速进气道.接着对其进行了三维数值仿真研究,给出了进气道性能参数随来流马赫数、飞行迎角及飞行高度的变化规律.最后设计了实验模型,并进行了高焓风洞实验验证.数值模拟及高焓风洞实验验证均表明:本文采用的设计方法可达到预期的设计效果,设计的进气道达到了相应的设计要求,本文采用的数值仿真方法可以较为准确地模拟高超声速进气道内的流动,数值模拟结果可信.     

高负荷吸附式压气机叶栅开槽方案实验研究

在低速条件下对三种吸气槽方案的高负荷吸附式压气机叶栅进行了详细的实验研究.通过墨迹流场显示法对叶栅壁面流场进行了测量,利用五孔气动探针对叶栅出口截面进行了扫掠,并对不同叶高的型面静压进行了采集,详细分析了全叶高吸气方式和两种局部吸气方式对叶栅流场结构和负荷能力的影响.结果表明,采用吸力面两端吸气对抑制角区分离流动、减弱通道涡强度和尺度、提高叶栅内流动性能的效果要优于其它两种方式,积聚在角区的低能流体由于较大的吸气量而被大量吸除是性能改善的关键.     

二维缩比发动机实验器中旋涡运动的实验研究

针对同体火箭发动机的二维缩比实验器,搭建了高速摄影平台,利用示踪粒子的散射作用,采用连续片光流动显示技术,对流场中的旋涡运动进行了实验研究.实验结果表明:后向台阶处存在明显的流动分离,产生了旋涡.旋涡有规律地脱落,并在随主流向下游传播的过程中尺度逐渐变大;大多数脱落的旋涡撞击潜入式喷管潜入段发生破碎,其中一部分直接流出喷管,而另一部分进入潜入式喷管背区空腔内;少数脱落的旋涡由于大尺度旋涡运动的卷吸作用直接进入潜入式喷管背区空腔,而没有与潜入式喷管潜入段发生碰撞,研究结果可以提高对真实固体火箭发动机中流场的认识,并为数值计算方法提供实验验证.     

基于试验气动力的纵向机动飞行载荷分析

提出了一种基于非线性风洞试验数据(简称试验气动力)同步进行纵向机动飞行过程和飞行载荷的计算分析方法.通过曲面样条插值将试验气动力的升力系数和俯仰力矩系数引入纵向机动飞行过程的计算,同时基于试验气动力的压力分布进行全机飞行载荷的静气动弹性修正.弹性载荷的计算采用线性气动力影响系数矩阵处理.采用偶极子格网法提供气动力(简称理论气动力).将基于这两种气动力的计算结果进行了对比.结果表明:基于试验气动力的机动飞行过程更为合理;基于理论气动力的载荷随机动飞行过程的变化趋势有可能与基于试验气动力的载荷变化趋势不一致.      

应用后缘装置的跨声速层流翼型多岛优化设计

高雷诺数状态下,自然层流技术(Natural laminar flow,NLF)是减小机翼表面湍流摩擦阻力的有效方法。然而由于层流翼面上大范围顺压梯度的存在使得后缘处的恢复压差更大,产生更强的激波。因此在减小摩擦阻力的同时又增加了激波阻力。本文采用后缘装置(Trailing edge device,TED)来控制翼型后缘处的激波强度,基于线性稳定性理论(Linear stability theory,LST)的eN方法对流动进行转捩判断,进而应用多岛并行多目标进化算法(multi-objective evolutionary algorithm,MOEA)以获得大范围层流区域和弱化激波强度为目标对翼型进行优化设计。优化结果表明合作均衡策略耦合进化算法可以快速地捕捉到该多目标问题的Pareto阵面解,阵面上翼型的波阻力和摩擦阻力性能较初始翼型大大改善。同时,采用后缘装置控制激波强度时,无论在设计点还是偏离设计点时,优化后翼型均具有良好的升阻力特性和鲁棒性。     

军品科研项目管理研究

阐述了项目管理的基本理论和方法，提出了军品科研工项目实施项目管理的方案；指出了应注意和需解决的问题；并对项目管理理论的学习、实施方案的研究、管理机关职责的转变和配套制度的制定提出了建议。