硅基超短微转子系统动力学分析和 不平衡量试验测量方法研究

以基于微型静压气体轴承系统支承的硅基超短微转子为研究对象,充分考虑微尺度下稀薄气体效应的影响,建立了微型静压径向气体轴承的气体动力学模型。开展了不平衡量影响下的微转子-气体轴承系统动力学的建模和动力特性研究,分析并掌握了微转子不平衡量与微转子动力学响应、微型静压气体轴承供气特性之间的内在联系,提出了一种基于共振原理和反推原理的超短微转子不平衡量分析和测量方法,解决了常规不平衡量测量方法中存在的传感器安装和环境振动干扰等问题。     

自激振荡过程中喷嘴内部扰动的产生及传递机制

气液同轴离心式喷嘴是液体火箭发动机采用的极其重要的喷注单元类型。但其容易产生自激振荡，可能会诱发不稳定燃烧，严重影响发动机的研制，而目前对于自激振荡过程中喷嘴内部非定常流动过程的认识还十分有限。借助试验及数值仿真手段对液体中心式气液同轴离心式喷嘴自激振荡过程中液膜的运动形变轨迹、振荡的产生原因及压力扰动在喷嘴内部的传递过程进行了系统分析。研究发现：喷嘴内部流场的压力振荡是由于缩进室内部液膜的周期性堵塞作用产生的，且振荡最先发生于缩进室内部液膜外侧；此后，压力振荡会以一定的相位差通过气体环缝及内部离心式喷嘴向上游传递，从而引起环缝气体、中心气核压力发生相同频率的振荡；当自激振荡强度足够大时，便会引起集液腔压力振荡，且振荡频率与自激振荡频率一致。     

密度比对弯扭导叶扇形孔气膜冷却效率的影响

针对带扇形气膜孔的三维弯扭的高压涡轮一级导叶，采用压力敏感漆传质类比测量技术，研究了不同密度比与质量流量比下叶片的全表面气膜冷却效率分布特性。结果表明：叶片气膜冷却效率随密度比和质量流量比的增加而增大，冷气密度比从1.0增加到2.0时，叶片展向平均气膜冷却效率提升6%～32%。气膜冷却效率随密度比呈现非线性的变化，冷气密度比从1.0增加到1.5时，气膜冷却效率的增幅较小，密度比从1.5增加到2.0时，气膜冷却效率的增幅较大。     

宇宙 仍在膨胀，星系为何合并？

观望我们星系之外的宇宙，不难发现银河系并不孤独；非但如此，而且可以说它是茫茫宇宙这个沧海中之一粟。宇宙中星系的分布既不均匀。也不随意，而是聚集在一起，形成一个个群体。     

以可用度为目标的民用飞机不完全预防性维修间隔优化

民用飞机制造商推荐的初始预防性维修间隔通常不考虑运营环境和维修能力的差异,在满足飞机安全性要求的同时,难以达到可用性的最优状态。基于不完全维修理论,采用役龄回退因子修正部件的可靠性模型,以反映维修工作对于部件性能的影响;结合航空公司运行实际情况,以部件可用度为目标函数,可靠度阈值为约束条件,提出不完全维修策略下的预防性维修间隔优化模型,并以某型飞机的空气起动机航线故障数据进行实例验证。结果表明：在满足可靠度阈值的约束条件下,所建立的维修间隔优化模型得出的最优维修间隔与实际相符,该模型合理可行。     

不可压缩流动的高精度非标准格子玻尔兹曼方法

首先回顾了高精度非标准格子玻尔兹曼方法的发展历程,基于高精度通量重构格式,发展了一种通量重构格子玻尔兹曼方法（FRLBM）。采用两种求解方法：一种是将碰撞项隐式处理,直接求解离散速度玻尔兹曼方程（直接法）;另一种是先执行碰撞步,再求解纯对流方程（分步法）。通过收敛性研究,比较了这两种方法的精度和稳定性。研究结果表明,在小时间步长下两种方法误差近似,都能取得高阶精度;然而当时间步长增大,直接法误差几乎不变,分步法误差出现明显上升。由此表明,当取得近似误差时,直接法可以采用较大时间步长,计算效率更高,且直接法的稳定性略占优。接着通过模拟顶盖驱动方腔流验证了FRLBM捕捉流场细节的能力,并且比较了基于半隐格式的显式方法和一阶、二阶及三阶隐式-显式Runge-Kutta格式的时间离散,在不同雷诺数下的最大允许Courant-Friedrichs-Lewy数,数值结果表明二阶隐式-显式Runge-Kutta格式效果最优。最后数值模拟了圆柱绕流,验证了FRLBM计算复杂外形绕流的可靠性。     

超临界RP-3航空煤油喷嘴内部流动与相变特性研究

未来航空燃气轮机采用燃油作为冷却剂,对发动机冷却空气及热端部件进行冷却,使得燃油在进入燃烧室之前超过其热力学临界点,燃油的热力学性质发生巨大变化,将对燃油在喷嘴内的流动和喷嘴下游的喷射掺混过程产生重要的影响,因此有必要对超临界RP-3在喷嘴内的流动与相变特性展开研究。本文采用自主设计的喷嘴内部收缩通道模拟试验件,对超临界RP-3在喷嘴内的沿程压力分布进行测量,并采用基于一维等熵假设的计算方法进行数值模拟。试验首次获得了超临界航空煤油RP-3在喷嘴收缩通道内的沿程静压分布随喷射压力、温度变化的规律。通过与模型对比,发现未发生相变时,计算结果与试验值拟合精度较高,可以较好地预测RP-3在喷嘴内的流动参数,喷嘴内的静压分布也趋于一致;发生冷凝相变时,计算结果与试验值产生误差较大,喷射参数对于静压分布存在着较大的影响。本文试验获得的超临界RP-3航空煤油在喷嘴内的流动与相变特性,为航空发动机超临界RP-3喷射的喷嘴设计提供了重要的设计依据。     

微带线不均匀区的平面格林函数分析程序设计

讨论了微带线不均匀区的平面格式函数分析法,应用精确的计算公式编制程序,并考虑了高次模效应,分析了边缘场效应,引入了动态有效介电常数,提高了计算精度,同时给出了提高计算速度的方法。     

反向式蒸发器芯层内蒸汽阻力的分析计算

对毛细抽吸两相流体环路（ＣＰＬ）系统在正常稳态运行时的状态进行分析,知反向式蒸发器在此情况下主要以芯层表面蒸发的方式传热。在此基础上,提出等厚膜层计算方法,且利用此模型对蒸汽在膜层内的流动阻力进行计算,知此阻力大小对一般ＣＰＬ回路来说,是应该予以考虑的。并从计算中知道,蒸发器芯层渗透率的大小对此流动阻力的影响甚大。     

82-92km高度范围大气湍流能量耗散率的一个个例研究

使用Chaff和落球火箭测量的垂直速度和温度数据研究湍流结构和它的产生.结果表明湍流存在多层桔构.在强湍流层,动力不稳定,和MST雷达回波功率间有好的相关,认为强湍流层和雷达回波与动力不稳定有关.水平速度垂直波数谱表明,观测谱与他和谱模式有极好的一致,认为强湍流层和雷达回波通过动力不稳定直接与重力波饱和相联系.