涡轴-涡扇变循环发动机方案及性能匹配设计研究

针对旋转机翼式垂直起降高速巡航飞行器,提出了一种新概念结构形式的涡轴-涡扇变循环(TSFVCE)发动机,能够分别在涡轴和涡扇两种模态工作。首先对涡轴-涡扇变循环发动机的结构及工作模式进行了介绍,并建立基于变比热的部件级性能仿真模型;然后通过循环分析,确定发动机第二涵道比为3,Flade外涵风扇压比为1.98,第一涵道比为0.11,完成发动机设计点性能方案设计;最后分析了核心机驱动风扇(CDFS)可调机构对发动机性能影响机理,得出CDFS放气阀对发动机涡扇模态下的推力与涡轴模态下的功率影响较大,对涡扇模态的推力影响最大为61.5%,对涡轴模态的功率影响最大为33.3%,可利用此特性实现发动机在涡扇和涡轴模态下推力和功率输出的匹配。

性激素和Treg/Th17失衡在自身免疫性肝炎中的作用及研究进展

自身免疫性肝炎(autoimmune hepatitis,AIH)是一种典型的自身免疫介导的肝脏疾病,大多数患者起病隐匿,无特定的临床表现,且检出率呈逐年上升趋势。其发病机制与T淋巴细胞介导的免疫调节紊乱,尤其是Treg/Th17失衡密切相关。AIH好发于围绝经期女性,性激素在免疫反应中起重要作用,其可通过影响免疫细胞的表达进而引起AIH的发生、发展。本文就性激素和Treg/Th17失衡在AIH中的作用及研究进展作一综述。

精细化涡扇发动机过渡态建模与验证

为了提高涡扇发动机过渡态性能仿真的精度并实现过渡态性能计算模型的工程应用,梳理了不同因素对涡轮发动机过渡态性能的影响机理,介绍了各影响因素的建模方法,在此基础上建立了精细化涡扇发动机整机过渡态性能仿真模型。研究分析了总温、总压和燃油流量传感器的过渡态效应及其建模方法。最终利用涡扇发动机整机地面台架加减速性能试验数据对精细化过渡态模型进行了验证,结果表明:高低压物理转速、推力、压气机出口总压和内涵排气温度的平均误差分别为0.45%,0.77%,0.61%,0.44%和1.77%,最大误差分别为2.82%,1.92%,7.45%,5.67%,5.28%,加速时间的误差小于0.26s。本文揭示了过渡态性能仿真模型误差的机理。

右旋糖酐/蚕豆蛋白复合体系的流变及功能特性

该文以右旋糖酐(dextran,L12)和蚕豆蛋白(faba bean protein isolate,FPI)为原料,探究L12浓度(1%、4%)对FPI⁃L12复合体系流变及功能特性的影响。与纯蛋白对照组相比,流变学性质结果表明,随着L12浓度增加,FPI⁃L12复合体系的表观黏度、黏弹性模量和滞后面积逐渐增大;功能特性结果表明,当L12的浓度为4%时,FPI⁃L12复合体系的乳化活性(emulsifying activity index,EAI)、乳化稳定性(emulsion stability index,ESI)、泡沫稳定性(foam sta⁃bility,FS)分别增加至(47.47±1.77)m2/g、(92.64±4.62)%和(92.82±1.98)%,而起泡性(foamability,FA)在添加1%的L12时最高,为(92.00±2.16)%,且添加4%L12时FA低于对照组。此外,添加1%L12使FPI⁃L12复合体系的胶凝温度从86.43℃显著降低至56.20℃,而添加4%L12复合体系的弹性模量(G′)与黏性模量(G″)无交点并且随着L12浓度的升高,FPI⁃L12复合凝胶的黏弹性模量逐渐增大。该研究为拓展FPI⁃L12复合体系在食品中的应用提供理论依据。

基于音频处理的广电网络通信接入技术研究

围绕音频处理技术在广电网络通信接入中的应用展开研究,重点探讨音频编码、降噪增强、网络传输优化等关键技术,并结合案例分析具体的应用方案。引入Opus编码、RNNoise降噪、网页实时通信(Web Real-Time Communication,WebRTC)自适应抖动缓冲及丢包隐藏等先进技术后,方案在音质、稳定性、实时性等方面取得了显著提升。

表观遗传调控对幽门螺杆菌阳性胃癌致病作用的研究进展

幽门螺杆菌(Hp)是一种常见的致癌因素,与胃癌的发病密切相关。幽门螺杆菌通过多种机制影响宿主基因的表达,包括表观遗传调控。随着对表观遗传学的深入研究,它与Hp阳性胃癌之间相互作用的证据也逐渐增多,靶向表观遗传学的改变有望成为Hp阳性胃癌的一种治疗策略。因此,该文对表观遗传调控在Hp阳性胃癌致病机制的影响及相互作用作一简要综述。

叶片排间耦合对跨声速压气机转子颤振特性影响研究

高推重比、强紧凑性的设计要求迫使压气机相邻叶片排之间的距离进一步减小,在加剧排间非定常扰动的同时,势必对叶片的气动弹性稳定性产生影响。本文针对1.5级跨声速压气机,基于谐波平衡非定常求解技术,结合单向耦合的能量法,开展排间耦合对1.5级跨声速压气机叶片颤振特性影响研究。通过对比分析非定常/定常混合模型的颤振预测结果可以发现:排间压力波反射对振荡叶排压力脉动特性的影响是造成转子颤振特性差异的主要原因。上、下游静叶对转子气动弹性稳定性恶化程度并不相同,且不符合线性叠加原理。对于近失速工况,非定常压力波反射导致转子叶片气动阻尼系数减小75%,定常/非定常混合预测方法可能导致颤振特性预估过于乐观。

嗜黏蛋白阿克曼菌在非酒精性脂肪性肝病中的作用

非酒精性脂肪性肝病(NAFLD)已成为全球最常见的慢性肝病,同时也是发生肝硬化和肝细胞癌的主要原因之一,因此及时遏止NAFLD的发生发展尤为重要,但由于其复杂的发病机制,目前尚无有效的根治手段。嗜黏蛋白阿克曼菌(Akk菌)作为新一代益生菌,能够改善机体代谢紊乱。越来越多的研究表明,Akk菌对代谢性疾病,尤其是NAFLD有潜在的治疗作用。因此,本文就Akk菌在NAFLD中的作用机制作简要综述,旨在为NAFLD的治疗改进和开创新疗法提供新思路。

m6A甲基化修饰在胰腺癌中的研究进展

N6-甲基腺苷(N6-methyladenosine,m6A)作为真核生物RNA中最丰富的表观转录组修饰,通过转移、去除和识别m6A甲基化位点来调节RNA加工、剪接、成核、翻译和稳定性,而这些位点对于肿瘤的发生、进展、代谢和转移至关重要。胰腺癌是一种恶性程度较高的肿瘤,具有诊断晚、转移早、预后差、易耐药、缺乏有效治疗手段等特点,已成为临床治疗的一个巨大挑战。最近有研究发现,m6A修饰异常与胰腺癌的致病机制和恶性进展有关,因此,本文就m6A甲基化及其相关调节因子的异常表达在胰腺癌发生发展及治疗中的调控机制作一简要综述,旨在为胰腺癌的改进治疗和开创新疗法提供新思路。

全程细节护理对剖宫产产妇术后康复的影响

目的 探讨全程细节护理对产妇剖宫产术后的影响。方法 按照随机数字表法从2021年2月至2022年9月于上海美华妇儿医院行剖宫产的产妇中选取124例进行回顾分析,分为2组。对照组(62例)行常规护理,观察组(62例)行全程细节护理。比较2组的术后恢复情况、产后出血情况及并发症发生情况。结果 观察组的肛门首次排气时间(7.54±1.16)h、下床活动时间(10.16±1.82)h与住院时间(3.69±0.86)d,均短于对照组的(9.63±1.72)h、(15.89±2.79)h和(5.68±1.43)d,视觉模拟评分法(VAS)分值(4.16±0.54)分低于对照组的(6.32±1.03)分,产后出血发生率(3.23%)低于对照组(14.52%),产后2 h出血量(182.61±12.87)mL及产后24 h出血量(249.54±17.43)mL均少于对照组的(241.53±19.64)mL、(389.42±24.65)mL,均有统计学差异(P均<0.05);2组并发症总发生率经比较,无统计学差异(P>0.05)。结论 对行剖宫产的产妇开展全程细节护理,有助于加快产妇术后恢复速度,缓解产妇疼痛程度,还可降低产后出血发生率,减少出血量。

一种涡轮发动机加速控制规律设计的新方法

提出了一种涡喷、涡扇发动机加速控制规律快速设计的新方法:在发动机稳态特性计算模型的基础上,通过额外增加转子提取功率,使得发动机稳态工作点(线)靠近喘振边界,在同时考虑燃烧室富油熄火边界、涡轮进口总温限制以及压气机喘振裕度限制的条件下,利用适当的控制规律描述形式并结合发动机工程研制中的经验,能够快速而准确地获得涡喷、涡扇发动机加速控制规律。对某型涡喷发动机加速控制规律的改进的计算结果表明,提出的加速控制规律的设计方法准确而有效。

飞航导弹/涡扇发动机一体化设计-约束分析与任务分析

利用飞机/涡扇发动机一体化设计的思路,建立了飞航导弹/涡扇发动机一体化设计的约束分析和任务分析模型并给出了算例和分析。简述了飞航导弹任务剖面、约束条件的给定、导弹的重量组成以及涡扇发动机模型。利用客机/货机升阻特性的预测方法对亚声速飞航导弹的升阻特性进行预测,并给出了合理的修正。利用经验的预测方法对亚声速飞航导弹的空重比进行预测。对飞航导弹的约束分析计算结果和任务分析计算结果表明,建立的飞航导弹/涡扇发动机一体化约束分析与任务分析模型是合理可行的,具有很好的工程实用价值。

多用途战斗机/涡扇发动机一体化循环参数优化

针对多用途战斗机的特点,发展了基于飞/发一体化的涡扇发动机循环参数优化设计模型和相应的计算程序,优化设计模型中包括双变量控制涡扇发动机特性计算模型、进排气系统安装特性计算模型、飞机气动特性分析模型、重量组成分析模型、任务剖面分析模型、约束分析与任务分析模型和优化计算模型等。重点研究了多用途战斗机约束边界的获得方法,利用多岛遗传算法和自适应模拟退火优化算法,分别对现役多用途战斗机、不加力超声速巡航多用途战斗机以及下一代先进多用途战斗机用涡扇发动机循环参数进行了优化计算,对计算结果进行了分析,获得了对多用途战斗机用涡扇发动机循环参数选择有指导意义的结论。

基于集总参数方程的超燃冲压发动机性能计算模型

针对目前常用的基于微分方程的超燃冲压发动机性能计算模型的不足,提出了基于集总参数方程的超燃冲压发动机性能计算模型。将基于控制体法的0D积分形式的守恒方程(流量连续方程、动量守恒方程和能量守恒方程)和化学动力学模型相结合,辅以临界流量法,应用于隔离段和燃烧室的1D流场计算,实现了双模态超燃冲压发动机各种模态的隔离段和燃烧室的流量平衡计算,可以捕捉到热力学喉道,确定了隔离段流动状态和燃烧室的工作模态,进而实现超燃冲压发动机全飞行包线内和全工况下的特性计算。计算结果表明,基于集总参数方程的计算模型不但能够克服基于微分方程的计算模型的缺点,而且还具有计算精度高、计算速度快、收敛性好等优点,为超燃冲压发动机总体性能计算和方案设计提供了一种很好的参考。

涡扇发动机炮式起动数学模型及起动特性研究

利用发动机通用起动模型 ,并对通用起动模型中低压转子影响效应的考虑方法进行了改进与完善 ,通过对某型涡扇发动机起动过程的模拟计算结果与试验数据的对比表明 ,改进后的起动模型能很好地揭示影响该类型发动机炮式起动成功的主要因素 ,其中一些影响因素是通用起动模型不能够考虑到的。

5种中草药对鲤血清谷丙转氨酶、谷草转氨酶及红细胞过氧化氢酶活性的影响

用分别添加3%刺五加、蒲公英、枸杞子、金银花和大蒜单方中草药的基础日粮饲喂鲤(Cyprinus carpio),在第15 d和第30 d测定其血清谷丙转氨酶(GPT)、谷草转氨酶(GOT)及红细胞过氧化氢酶(CAT)活性。结果显示,15 d时,血清GOT活性仅大蒜组与对照组差异显著,血清GPT及红细胞CAT活性各试验组与对照组差异均不显著;30 d时,血清GOT活性各实验组与对照组的差异均不显著,血清GPT活性刺五加组和蒲公英组与对照组差异显著,红细胞CAT活性各实验组与对照组的差异均不显著。

不同尺度绿洲环流和边界层特征的数值模拟

使用美国NCAR新版MM5V3.4非静力平衡模式,通过三重嵌套,模拟研究了西北地区不同尺度绿洲环流及边界层特征,发现不同绿洲系统地面能量和水分的输送是不同的,尺度较小的绿洲其地面潜热大,感热相对小。尺度在15km以上的绿洲可以形成绿洲—沙漠环流和绿洲的小气候,有较低的边界层,同时在绿洲边缘的沙漠形成湿气柱。尺度在几公里的绿洲不能形成绿洲—沙漠环流和绿洲边缘的湿气柱。尺度较大的绿洲形成的温度和湿度边界层结构和环流配合,使绿洲形成具有自我保护的绿洲小气候环境,有利于绿洲生态的发展。

发动机总体与尾喷管三维并行设计研究

为解决某型涡扇发动机尾喷管改型中的流量匹配问题,利用iSIGHT软件平台集成零维发动机性能计算程序和三维混合室和尾喷管的流场计算程序,运用数值缩放(Zooming)技术,实现了混合室和尾喷管型面以及进出口面积的自动修正,解决了尾喷管和发动机流量匹配的问题,并准确地反映了混合室和尾喷管三维流动效应对流量系数、推力系数以及发动机工作点的影响.该方法可为实现涡扇发动机其它部件的Zooming技术提供有意义的参考.

涡轮发动机部件特性自适应模型的确定方法

针对现有航空涡轮发动机部件特性自适应模型中存在的不足,提出了合理的解决方法:根据测量参数合理选择部件特性修正因子;使用部件特性删除法求解部件特性修正因子;部件特性修正因子的数值拟合方法。采取这些改进措施后,使得现有航空涡轮发动机部件特性自适应模型得到改善。计算结果与两种型号的涡喷发动机的试验数据对比表明本文的改进方法合理。

飞航导弹/涡扇发动机一体化设计-优化设计

利用飞机/涡扇发动机一体化设计的思路,建立了飞航导弹/涡扇发动机一体化设计的优化设计模型并给出了算例和分析。根据飞航导弹的要求对涡扇发动机进行了循环参数优化选择并预测了未来涡扇发动机的发展趋势。在考虑导弹空重、有效载荷和气动特性的情况下,预测了未来先进飞航导弹的性能。建立的飞航导弹/涡扇发动机一体化优化设计模型还能够用于已有飞航导弹的任务剖面的优化设计,具有很好的工程实用价值。