密切曲面内锥乘波前体进气道设计和试验研究

介绍了密切曲面内锥乘波前体进气道（Osculating Inward turning Cone Waverider Inlet,OICWI）的一体化设计方法,对该型乘波前体进气道的性能进行了数值分析,针对该型一体化乘波前体进气道完成了风洞试验研究。理论设计结果和设计状态无粘模拟结果一致,设计状态下的计算结果表明,前体进气道具有较高的总压恢复、较好出口流场均匀度及较高的流量捕获率。试验研究结果表明,改型一体化前体进气道在马赫数5～7条件下顺利启动,流场波系及压力分布同数值分析结果吻合。     

无隔道进气道反设计及附面层排除机理分析

采用"照片三维复原技术"对某型飞机无隔道进气道/前机身进行了几何重构,然后用N-S方程对机身/进气道内外流场进行了数值模拟,得到了进气道内外流场的马赫数分布和鼓包表面的压力分布,分析了无隔道进气道排移附面层的机理。结果表明:该飞机进气道在鼓包顶点有一个起始压缩角,波后为等熵压缩面。研究认为,无隔道进气道的设计机理是在鼓包压缩面上形成一个中间高、两侧低的压力分布,在该压力梯度的作用下来流附面层被推向两侧并被排除。     

高超声速飞行器一体化纵向气动特性分析

高超声速飞行器机体/推进一体化构型具有高性能、高升阻比等优点,但由于气动、推进与控制作用相互耦合,给飞行动力学模型研究带来新的挑战。基于高超声速飞行器空气动力学理论,研究了一体化的气动推进计算方法。该方法采用斜激波理论、普朗特迈耶公式及激波膨胀波理论计算了高超声速飞行器气动力及推力,通过与CFD的计算结果比较,验证了方法的准确性与可靠性。最后对飞行器的纵向气动特性进行了分析与讨论。     

高超声速一体化飞行器推阻特性测量研究

利用飞行器和发动机研究成果,设计了能在Φ600mm脉冲燃烧风洞开展试验研究、基本满足推阻平衡要求的缩比机体/推进一体化飞行器模型,利用Φ600mm脉冲燃烧风洞,完成了带动力一体化飞行器推阻特性的试验研究.设计了组合式三分量一体化飞行器测力天平,在以氢气为燃料、发动机工作时(油气比约为1.2),一体化飞行器模型推力与阻力相当,飞行器实现了推阻平衡.试验表明,飞行器和发动机匹配良好,发动机实现了点火和稳定燃烧,并取得了较高的推力收益,较好地验证了超燃冲压发动机和一体化飞行器设计和计算分析预测的有效性,为大尺度飞行器测力研究奠定了技术基础.     

战略管理与国有企业竞争力

我国国有企业战略管理虽然有了很大提高,但总体上还处于较低水平。战略管理的关键在于强化企业核心竞争力,如何强化企业竞争力是国有企业战略管理的重点。国有企业需要实行适度、相关多元化;需要根据市场状况来决定实施何种程度的纵向一体化;在国际化战略上,企业既要用国际化的视角看待竞争,又要用国际化的操作来运营企业。国有企业可以通过购并和重组两种形式强化战略管理。     

基于熵产最小曲线型散热器参数优化设计

基于参数化设计和模拟方法,采用VB开发了放射状散热器参数化设计模拟软件,可自动生成高质量的六面体网格和进行数值计算.利用该软件快速对风扇散热器组件的结构参数进行性能分析和讨论,加深了对风扇散热器组件各主要参数在散热器整体性能中影响程度的认识.采用并行计算流体力学方法,基于组合优化策略以熵产最小为目标函数对多参数结构风扇散热器组件进行优化,曲线型散热器优化结果比初步设计方案的性能提高了7%.      

基于响应面的BLISS改进方法

在分析研究BLISS(bi-level integrated system synthesis)方法的基础上,提出了一种BLISS改进方法,该方法在子系统级和系统级均引入基于试验设计的响应面进行近似,并设置了可调移动步长参数,不需再进行复杂的灵敏度分析,消除了BLISS方法对每步迭代优化移动步长的限制,减少了优化迭代次数和陷入局部最优的可能性.最后给出两个具体算例对上述方法进行了验证并与传统BLISS方法进行了对比,结果表明:其优化迭代次数分别减少了57.9%和70.3%,证明了该方法的可行性和有效性.      

吸气式高超声速飞行器推进系统耦合建模与分析

吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化设计,使得外形-气动-推进强耦合,给飞行器建模与控制带来巨大挑战.建立了一种基于准一维流动理论结合激波膨胀波方法的推进系统耦合分析模型,得到影响推进系统性能的因素,包括几何外形、迎角、马赫数、飞行高度、当量比等,以真实反映系统耦合特性.通过仿真计算分析了这些因素对推进系统性能的影响规律,可为飞行器初步设计阶段方案论证及一体化优化等问题提供基础和理论依据.     

大型客机机翼前缘缝翼气动及其机构一体化设计

前缘缝翼系统设计是一个涉及多目标、多学科综合的问题。针对这一复杂问题,首先解决了前缘缝翼支撑与驱动机构设计的诸多难点,然后利用CATIA二次开发技术,建立了一套气动和机构一体化设计平台,将前缘缝翼气动设计和机构设计有机地结合起来。大型客机前缘缝翼气动机构一体化设计子平台的功能是向用户提供前缘缝翼以及支撑与驱动机构设计参数的输入;然后驱动CATIA自动生成前缘缝翼起飞着陆状态的气动外形;在此基础上自动生成支撑与驱动机构零件,装配并仿真;最后通过高效的气动评估方法来评估前缘缝翼在机构引导下得到的起飞着陆性能是否满足总体设计要求。     

发动机装配检测一体化系统设计与关键工艺

介绍了发动机装配检测一体化系统的整体架构与设计。开发了作为系统核心部件的气体静压轴承的工艺新方法,利用大型数控光学加工机床,得到光学级气浮工作面,实现高精度气浮转台制造。以此为基础,研制具有高精度、高可靠性、高易用性、可定制特性的发动机装配检测一体化系统,突破国产航空发动机装配工艺及其装备制造技术瓶颈。针对压气机转子开展装配试验,将多级装配体的累积径向跳动误差降低46%,累积同轴度误差降低30%,验证了装配系统与装配工艺的有效性。