变比热容对射流推力矢量喷管内流场影响的数值模拟

利用时间推进的有限体积法求解二维雷诺平均Navier-Stokes(N-S)方程,分别在变比热容和定比热容的情况下研究了射流推力矢量喷管的内流性能,并对两种情况下计算结果进行了比较.结果表明,与定比热容情况相比,工质为变比热容的燃气时,喷管内部由二次流产生的斜激波位置向喷管下游移动,回流区减小,喷管的推力矢量角和推力系数减小,温度越高,两种方法的计算结果相差越大.因此,在采用计算流体力学(computational fluidic dynamic,简称CFD)方法研究射流推力矢量喷管内流场性能时应该考虑变比热的影响.      

支持对称多处理器结构的操作系统设计

在提高系统性能方面,SMP结构计算机已经成为现代计算机技术发展的潮流和趋势,因此急需构建能协调多处理器并发活动并维护系统一致性的SMP操作系统来替代原有的单处理器操作系统.从SMP操作系统所需要达到的目标出发,对设计满足SMP结构操作系统中的各方面问题进行了讨论,主要对操作系统结构,多处理器的引导和操作系统初始化,多进程的并行调度、多处理器中断的管理,以及程序和数据的可重入性等方面进行了详细的讨论.     

加强AutoCAD绘图标准化意识及PDB解决方案

利用ＣＡＤ软件绘制工程图样更应加强国标意识，采用可编程对话框技术可以实现国家制图标准或其它相关标准的实时服务，从而减少不符国标的图样表达。     

第二代小波包构造及发动机微弱损伤识别

针对航空发动机滚动轴承微弱损伤识别问题,设计了一种识别滚动轴承早期损伤的第二代小波包方法.构造了第二代小波包分解重构算法和第二代小波包算子计算方法;将滚动轴承振动信号进行第二代小波包分解,然后各个频带分解信号分别进行重构;利用希尔伯特变换解调分析各频带信号,得到对应频带信号的包络谱;计算各个频带中滚动轴承故障特征频率对应包络谱幅值的分贝值,提取各频带中故障特征频率对应分贝值的最大值,对滚动轴承早期损伤情况做出定量识别.仿真信号和试验信号分析表明,该识别方法结果可靠,能准确识别出滚动轴承早期损伤.      

发动机生产加工中质量控制界限的优化

以两类错误损失费用最小为目标,对现行发动机零组件加工质量控制中以x±3σ作为控制图控制界限的方法进行了改进,建立了确定最佳控制界限(Kσ)的数学模型与最优控制界限(K)的算式。通过实例对优化结果和现行“x±3σ”方法的结果进行了比较和分析,进一步说明了该方法的优越性。     

5 代机第2动力系统的发展趋势分析

针对5代机的性能特征,分析了其对第2动力系统的能力需求。通过深入研究第2动力系统发展历程,以及对美国F-22和F-35等先进战斗机典型第2动力系统功能综合集成和能量综合利用等发展规律并进行总结,分析预测未来5代机第2动力系统将沿着以"动力热管理系统"和"涡电综合能源系统"为代表的2个方向发展,并对未来中国第2动力系统提出了发展思路和措施建议,规划了其发展路线图。     

航空发动机新型补燃增推燃烧室的现状与发展

涡轮后框架一体化加力燃烧室（简称涡轮后框架燃烧室）和涡轮间燃烧室均是为了提高推进效率和降低耗油率而新近开发和验证的2种先进补燃增推燃烧室。综述了2种燃烧室的基本结构、研制背景、发展历程和目前研究进展,总结了从众多研究中获得的这2种燃烧室相对常规结构的性能特点,如涡轮后框架燃烧室结构紧凑,流体损失小,结构耐久性好;涡轮间燃烧室推进效率高,热效率高。还指示了这2种燃烧室的发展趋势。     

气体二次喷射SRM推力矢量控制影响因素分析

针对固体火箭发动机气体二次喷射推力矢量控制方案,基于N-S方程和RNGk-ε湍流模型,通过对不同二次喷射工况下的流场进行数值模拟与分析,探索了气体二次喷射位置、喷射流量、喷射角度对推力矢量控制的影响规律。结果表明：喷管二次喷射位置靠近其扩散段中部时,推力矢量控制性能最优,就计算模型而言,侧向力和轴向力之比约达4％;推力矢量控制性能随气体二次喷射流量的增大而提高,但存在临界参数;二次喷射角度对推力矢量控制性能也存在一定影响,但影响效果较弱。的研究结果可为气体二次喷射推力矢量控制系统的研究与设计提供参考。     

基于可用能的多电飞机能量利用率分析方法

为了分析复杂多电飞机系统的能量使用情况,将模块化系统建模与可用能分析方法相结合构造出一种能量利用率分析方法。利用该方法将多电飞机系统分成动力、电力、液压、机体、防冰除冰、环境控制和座舱等子系统,在完整巡航任务剖面内计算各子系统可用能的分配和使用情况,分析相同飞行状态下不同子系统以及相同子系统在不同飞行状态下的能量利用率。所采用的燃料可用能计算公式不仅考虑了化学能还考虑了燃烧状态的影响。结果显示,多电飞机中可用能损失主要发生在发动机中,液压作动系统紧随其次;防冰除冰单元在飞机盘旋阶段的可用能效率较低,在起飞着陆阶段效率较高。     

跨声速风洞第二喉道性能计算

采用数值方法对跨声速风洞第二喉道性能进行了研究.首先根据第二喉道的一般设计准则,对第二喉道进行了气动设计,然后通过数值模拟对使用调节片和中心体调节第二喉道面积从而对试验段马赫数精确控制的效果进行了研究,结果表明其马赫数控制精度可以达到0.001;最后通过数值模拟对第二喉道气动设计进行了比对校核,并优选出最终设计方案.