非均匀气动加热下隔热层结构的优化设计

为获得非均匀气动加热条件下高超声速飞行器不同部位的合适的热防护系统厚度,发展了一种基于网格变形技术（ASD）的隔热层结构优化方法。以高超声速飞行器的复合材料隔热层结构为研究对象,采用有限元法在局部均布热流载荷、三角形均变热流载荷和二次函数热流载荷等作用条件下建立隔热层结构的热固耦合分析模型,提出了基于ASD技术与热固耦合分析相结合的结构轻量化设计方法。结果表明,基于网格变形技术能够快速有效地解决优化过程中的网格自动更新问题,并得到了光滑柔顺的厚度形状曲线,优化后更充分发挥了隔热层结构各层材料的承载能力。     

基于扩展块的星载软件控制流容错评价方法

空间环境因素引发的星载软件瞬态的控制流错误可能对系统执行效能造成严重影响，为避免容错算法存储开销和执行开销给系统带入过多的计算压力，提出在容错算法开销和所取得的系统的可靠性提升上取得一定折衷，这是星载软件可靠性设计的合理方向。设计了一种适合于弹性添加容错代码的容错方法：扩展块数字签名的控制流检测方法ESCFC（Extend block Signatures for Control Flow Checking）。由空间高能粒子的实验结果和在轨实测结果为系统可靠度建模，提出了算法开销和可靠性效能提升的平衡关系的工程参考和理论依据。定性分析和模拟，充分说明了将该方法运用于航天工程的可行性。     

一种水平尾翼流动控制装置的实验研究

某型机采用上单翼低平尾布局,在着陆襟翼小迎角状态时平尾下翼面翼根部位出现局部气流分离,导致飞机振动,力矩特性出现异常变化。本文提出的解决方案是在平尾翼根前方0.12倍根弦长,下方0.30倍根弦长位置的机身上加装一对小展弦比负弯度小翼作为涡流发生器/导流片,一方面加速了后方分离区边界层与外流的能量交换,另一方面利用其上洗作用降低了平尾翼根区域的局部负迎角绝对值。通过数值计算和风洞实验研究表明,优化后的导流片使平尾分离区面积缩小50%,小迎角俯仰力矩拐点推迟4°以上,以较小的性能和结构重量代价解决了局部气流分离问题,拓展了飞机飞行边界。     

双锥流量计气液两相流流量测量模型研究

气液两相流广泛存在于化工、动力、炼油、油气开采与输送等领域,其参数的传感与测量是工业系统中难以回避的一个难题。提出一种双锥结构的新型差压式流量测量方法,设计并加工了直径比分别为0.5、0.6、0.7、0.8和0.9的双锥流量计,分析了不同直径比双锥流量计对单相介质的测量特性。以空气和水为介质,开展了水平管气液两相流流量测量实验研究。通过分析准气相流量比与 Lockhart-Martinelli 常数的关系,基于分相流理论建立了适合双锥流量计的两相流流量测量模型。实验结果表明,在不同直径比下准气相流量比与 Lockhart-Martinelli常数均具有优良的线性关系,流量测量模型对气液两相流总流量测量的误差可在6%以内。     

热退火对溅射法Al-Sn共掺ZnO薄膜光电性能的影响

利用射频磁控溅射方法,采用AZO靶和Sn靶共溅射的方法在钠钙玻璃衬底上制备了Al与Sn共掺杂的ZnO (ATZO) 薄膜样品,再对样品进行300,350,370,400,500 ℃ 5种不同温度和1,2,4 h 3种不同时间的退火处理。采用X射线衍射仪(X-ray diffraction, XRD)和扫描电子显微镜(Scanning electron microscope, SEM)对其相结构及形貌进行了表征和分析。结果表明,所制备的ATZO薄膜都是六角纤锌矿结构,在（002）方向上表现出择优生长且表面都较为均匀。采用UV vis分光光度计测试薄膜样品的透过率,结果显 示370 ℃退火2 h的样品在400~760 nm处有87.09%的最高平均透过率,对应的光学带隙为3.40 eV;同时,此样品具有最低的电阻率为4.22×10-2 Ω·cm和最高的载流子浓度和迁移率,分别为6.44×1020 cm-3和4.30 cm2/(V·s)。     

ZnO透明导电薄膜制备及紫外辐照处理特性研究

ZnO作为一种典型的透明导电氧化物（Transparent conductive oxide,TCO）材料,具有同氧化铟锡(Indium tin oxide,ITO)相比拟的光电性能,其原料丰富、绿色环保、易于制备、生成成本低等优点使ZnO成为最有希望替代ITO的材料。本文以玻璃为衬底,利用量子点种子层作为缓冲层,采用传统水热方法制备了低成本ZnO透明导电薄膜,采用特殊的紫外光辐照工艺对薄膜进行后处理,探索薄膜生长参数和紫外光辐照处理工艺对其透光率和导电性的影响。结果表明,紫外辐照处理不影响薄膜的透光性能,而使材料的方块电阻降低3个数量级,数值从没处理时的1.5×105 Ω/□降低到 150 Ω/□,极大地提高了薄膜的电导率,为ZnO薄膜材料电导率的提高提供了一个简单高效的途径。     

基于最小时间的航线选择问题

针对空中航线选择优化问题,分析了空中交通流的特点。结合航班在航线上等待点空中盘旋的情况,考虑从求解空中飞行时间最短的角度,建立了航线网络中航班最小费用流问题的数学模型,给出了求解这种最小费用流的算法。通过航线网络的简单算例,求出了最佳航线以及相应航线流量,说明了模型和算法的具体应用。     

超燃燃烧室一维流场分析模型的研究

对公开发表的用于超声速燃烧流场分析的几种一维模型进行了研究,指出了其中存在的问题。研究结果表明:基于实验静压数据的一维模型,若不借助必要的流场测量数据或分析结果,或借助于经验性的处理方法,单靠一维假设,无法获得较为完整的一维流场分析结果。改进后的一维模型降低了数据处理过程中的不确定性,提高了对一般情况的适应能力。用编制的计算程序SSC-2对两组典型的超燃燃烧室壁面静压实验数据进行了演算,取得了燃烧室出口总压恢复系数的计算值与测量值基本一致的好结果。     

马蹄涡结构的显示

对层流角区流动的动态流动模式进行了流动可视化实验研究.实验采用了脉冲氢泡发生器和录像系统对流场进行了显示和研究.通过实验发现,氢泡丝的布置是清晰显示角区流动的精细结构的重要因素.实验雷诺数范围为Reδ*=2.74×102～3.19×102.该实验的角区流动由在平板表面的长方形突起物产生.实验结果显示了主马蹄涡和反向二次涡的流动结构和流动过程.实验还发现了一系列新的流动现象,如马蹄涡的头部形成区域的流动过程及其在柱体上游形成"肩膀"的现象等.     

显微PIV系统与实现

显微PIV系统可用于流体微观层次以及微流体流动的测量,可获得流体速度的场信息以及其中颗粒的场信息。本文主要介绍显微PIV系统所涉及的显微图像获取技术以及图像处理算法。该系统由硬件与相应软件系统组成。其中,硬件主要包括放大倍数为1000倍的光学显微镜以及最大拍摄速度为10000帧/秒的高速摄像系统;IMPACT软件为自行开发的基于C++系统的面向对象程序,其中内嵌多种数据处理与分析算法。通过对尺寸为1μm颗粒运动的测量,对不同数据处理算法进行了检验,结果表明:建立的显微PIV系统可有效获得微观流体流动的图像并可准确进行数据的处理,该系统完全可用于微观流体流动的测量。