通用型直升机直接使用成本估算模型

研究一种可以在直升机总体方案设计阶段进行直接使用成本估算的方法.通过对通用型直升机样本数据资料的整理和回归分析,得到了用燃油消耗率和直接维护保障耗时率来衡量和估算直接使用成本大小的新方法,建立了通用型直升机直接使用成本的估算和比较模型,为通用型直升机总体设计阶段直接使用成本的评估提供了参考依据.     

Tropospheric delays from GNSS for application in coastal altimetry

In the scope of the development of an improved methodology for the computation of the wet tropospheric correction for coastal altimetry, based on the use of tropospheric delays derived from GNSS (Global Navigation Satellite Systems), various studies have been conducted aiming to improve the estimation, at global scale, of GNSS-derived tropospheric delays.     

一种保持图像纹理的去噪方法

总变分去噪方法自提出以来得到了广泛的发展,该方法处理的数字图像收敛于一个分段光滑的函数,这导致图像纹理特征的大量丢失。将图像视为结构和纹理的组合,定义能够分辨纹理特征的局部方差,并利用定义的局部方差限制总变差保真项,进而在去除噪声的同时很好地保持了图像的纹理特征。针对各类图像进行了仿真试验,结果表明提出的方法是有效可行的。     

不同再入高度下高超飞行器流场数值仿真

基于轴对称N-S方程和7组分18化学反应对20~90 km再入高度下RAMC-Ⅱ飞行器周围流场进行数值模拟,并对算法进行验证。计算了电子密度分布,同时给出了不同再入高度下的碰撞频率、平均温度及总压强分布。通过分析得出电子密度随再入高度的增加先增加后减小,同一再入高度下电子密度沿轴向方向减小,沿着垂直于飞行器表面方向符合高斯分布。最大碰撞频率随着再入高度增加而减小,同一再入高度下沿轴向方向减小。同一再入高度下最大平均温度沿着轴向距离逐渐减小。最大总压强随着再入高度的增加而减小,同一再入高度下最大总压强沿着轴向距离逐渐减小。      

总体最小二乘法在NGMIMU静态解耦中的应用

无陀螺惯导系统的线性耦合是一种严重影响测量精度的系统误差。根据无陀螺惯导系统的耦合特性和总体最小二乘法 (TLS)的性质提出了一种全新的线性解耦算法 ,该算法在解算耦合系数时同时考虑了加速度计的输出误差和标定信号的输入误差 ,得到耦合系数的TLS解对输入值和输出值同时具有范数最小 ,然后用求得的耦合系数对加速度计输出进行重构 ,从而实现解耦。仿真结果表明经该算法解耦后的角速度测量值解耦误差率在 8%以下 ,解耦效果较好 ,验证了该算法的有效性。     

肋的几何参数对网格式肋化通道的传热与总压损失特性的影响

通过10个实验模型研究了肋宽与肋间距之比t/p以及肋宽与肋高之比t/e对网格式肋化通道的换热与总压损失的影响。实验模型分为两组:第一组5个45/45模型是由两块肋向角分别为45°与-45°的肋化板形成的;第二组5个45/60模型是由肋向角分别为45°和-60°的两块肋化板形成的。模型的t/e分别为0.25,0.30,0.50,t/p分别为0.25,0.33,0.50。在雷诺数为0.5×105～1.5×105时,t/e=0.30与t/p=0.50的模型换热效果最好,但同时压损也最大。45/45模型与45/60模型的换热效果没有明显的区别,但后者的压损却是前者的近两倍。根据实验数据拟合得到了有关参数的准则关系式。      

压气机可变弯度静子叶片特性的试验研究

为省去进口导叶和复杂的防冰系统，可将风扇，压气机的静子设计成可变弯度，这样既能保持静子攻角．又能改善中低转速性能。为了获得可变弯度静子叶栅的性能，对开缝、堵缝叶栅，以及四种弯度叶栅进行了试验研究。研究结果表明：叶片弯角小于一定值时，叶栅的总压损失和出口气流落后角保持在可接受的范围．能达到调节气流出口方向的目的；弯角超过一定值时叶栅性能会恶化。     

连续旋转爆轰燃烧室的性能

利用二维可压缩欧拉方程数值研究了当量氢气/空气在连续旋转爆轰燃烧室(CRDC)中的流场情况,主要考查了不同CRDC周向尺寸下燃料入流总压对增压比、燃烧效率、容积热负荷及其NOx排放等性能的影响.结果表明:当CRDC周向尺寸为150mm时,随着燃料入流总压的提高,增压比基本保持不变,燃烧效率和容积热负荷均呈线性增长;当CRDC周向尺寸为250mm时,随燃料入流总压的提高,爆轰波头数加倍,容积热负荷仍呈线性增长,但是增压比及燃烧效率均出现转折性下降.与传统的等压燃烧室相比,CRDC具有更高的性能.当计算域为250mm×40mm时,增压比高达2.706,大大提高了燃气的做功能力;容积热负荷达到2.18×1010W/m3;而NOx排放质量浓度为0.692mg/m3,保证了低排放的要求.      

大量附面层吸入S弯进气道内吹气控制

为了提高某大量附面层吸入的半埋入S弯进气道气动性能,采用数值模拟方法对其进行吹气控制研究并详细分析了吹气控制机理及吹气位置、吹气量、吹气角度变化对控制效果的影响.结果表明:吹气位置变化显著影响控制效果,最佳吹气位置位于气流分离点稍前的第1弯附近,该位置吹气比为1.75%、吹气角度为20°吹气时总压恢复系数相对原型提高约0.56%,出口周向总压畸变系数和旋流畸变系数分别下降约43.14%和83.60%;吹气角度并非越大越好,吹气时需尽量满足吹气角度较小,保证吹出的气流始终位于附面层内,避免与主流掺混而造成损失;总压恢复、出口周向总压畸变以及旋流畸变三者随吹气量变化的趋势不同,吹气量越大进气道总压恢复及总压畸变改善越明显,而旋流畸变随吹气量的增加先快速下降,随后变缓,最终甚至出现增加的趋势.      

某型涡扇发动机尾喷管流动特性研究

针对某型双涵道分开排气涡扇发动机尾喷管模型的流动特性进行了数值计算研究和试验验证。利用NASA典型尾喷管模型的推力系数对比研究结果验证了数值方法的可行性,采用验证后的数值方法获得了不同飞行条件下和发动机工作状态下某型发动机尾喷管模型内、外涵道的流量系数和推力系数数据及其变化规律,并将数值计算结果与该型发动机在相同工况下的地面台架试验数据进行对比。结果表明:在试验工况全范围内,发动机进口空气流量的计算值与试验值的最大偏差为1.8%,总推力的计算值与试验值的最大偏差不超过±0.5%。