非均匀超声来流矩形隔离段内流场实验

针对超燃冲压发动机隔离段的非均匀进口条件设计了隔离段实验风洞,通过测量隔离段壁面压力和拍摄流场纹影照片研究了矩形隔离段内激波/紊流附面层相干流场。研究发现,隔离段进口的非均匀流使隔离段流场压升特征与附面层发展规律与均匀进口的隔离段流动有显著差异。用截面当量直径取代Waltrup公式中的圆管直径可以取得较好的吻合效果。在进口马赫数小于2时,升高同样的压力,非均匀进口隔离段产生的激波串长度比Waltrup公式预测的长度要长。纹影仪观察发现隔离段内激波存在严重的振荡现象。

非对称来流隔离段流动特性研究

设计了针对非对称超声速来流矩形隔离段流场研究的直联式试验风洞,在模拟进气道出口流场的各种非对称进口条件下进行了吹风试验。研究发现,随隔离段进口流动非对称程度的增加,在相同的进出口压比下,激波串长度增加;在同样的激波串长度下,隔离段耐受反压的能力下降。首次提出表征非对称入口条件的非对称度因子Dδ和Dθ,并将因子Dθ引入到矩形隔离段激波串长度计算公式,得到了预测非对称来流隔离段激波串长度的新公式,该公式预测激波串长度与实验结果吻合良好。

带进气道的隔离段流场实验研究与数值模拟

通过风洞实验与数值模拟研究了超燃冲压发动机带进气道的隔离段流动。结合RNGk ε模型隐式求解了三维N S方程,并将计算结果与实验结果进行了比较。研究发现,RNGk ε模型能较好地模拟出超声速流动的激波与分离现象;进气道喉道流动的非均匀性使隔离段内激波/附面层干扰流场与均匀来流条件下的流场有显著差别。风洞实验表明,同一个模型,风洞马赫数为3 85试验的隔离段入口压力畸变大于马赫5 3;但前者隔离段出口截面压力分布比后者更均匀;隔离段入口畸变度大,隔离段实际能达到的压升就低。研究表明隔离段内的总压损失在整个进气道 隔离段组合体总压损失中占了相当大的比重。

超声速喷管起动过程激波结构演化特征

通过改变进出口压比,对马赫数2.7的二维对称拉瓦尔喷管流动进行了试验研究,给出了超声速喷管起动过程中的激波结构演化特征。在试验过程中,固定喷管喉道出口面积比,改变喷管上下游压比,使喷管起动激波从喉道发展到喷管出口处,逐渐过渡到设计工况。在起动激波向下游发展的过程中,喷管内流动经历了教科书上给出的理论过程:喉道正激波、扩张段内正激波、喷管出口马赫反射、喷管出口规则反射、设计工况等;但由于附面层的存在,每一个过程与无粘情况下的激波示意图都有所不同。比如,试验中捕捉到的激波串在向下游的移动过程中,出现的由λ型激波向Х型激波的转变,以及激波串非对称现象的出现等。基于纹影和剪切敏感液晶摩阻显示技术获得了起动激波串的首道激波的三维特征。

高超飞行器进气道/内流道流动特性试验

用Ma∞=7风洞试验的方法研究了一种吸气式高超声速飞行器二维进气道/内流道的流场特征与起动特性.试验结果表明：在来流总压0.5～1.9 MPa、单位雷诺数2.48×10^6～7.95×10^6范围内,进气道起动的前提下,进气道/内流道沿程压力分布受来流总压、雷诺数的影响变化很小;在进气道外压缩段流动未受干扰前进气道隔离段最大可承受反压约为250倍自由来流压力;未加侧板时该进气道具有自起动能力,加侧板后隔离段出口压力有所增加;在设计点工况,该进气道增压比42.9,总压恢复0.27,出口马赫数2.76.

高超进气道临界起动特征

通过对一种吸气式高超飞行器模型的Ma=7风洞吹风试验结果的分析,获得了高超进气道不起动、临界起动和起动状态的流动特征,包括流动图谱、压力分布和气动力分布;并将进气道内收缩比值与等熵理论最大起动收缩比限、自起动最大起动收缩比限和经验最大起动收缩比限做了对比分析,分析结果有助于高超进气道的设计和起动性能的评估.

非对称来流下带隔板的二维短隔离段研究

在隔离段中放置隔板,可以在满足气动性能的前提下缩短隔离段的长度。采用数值计算的方法对带隔板的二维隔离段与不带隔板的隔离段性能进行了比较,对非对称来流条件下不同进口附面层厚度隔离段内弯曲隔板的形状进行了研究,给出了非对称来流条件下隔离段内弯曲隔板的设计参数。结果表明,在进口马赫数为2,隔离段进口下板附面层厚度δ/H=0.24,上板附面层厚度为0时,通过放置弯曲隔板,在进出口压比相同与出口总压恢复系数基本不变的情况下,隔离段长高比减小了33%。

激波串的三维结构分析

针对二维数值模拟是否能够完全反映激波串真实结构的问题,研究了Mach数1.5和3.0来流条件下激波串的三维模拟结构与二维模拟结构。研究采用Reynolds平均算法的SST湍流模型对喷管及等直段分别进行三维和二维的模拟,网格量分别为1.8×107和2×105。首先,当喷管满流状态完全收敛时,通过在出口施加线性增长反压的方式诱导出激波串结构;然后,对三维模拟结构在各个视角的不同切面与二维模拟结构进行对比分析。研究发现:来流Mach数1.5下的激波串在xy与zx两个平面视角的结构都为对称结构,与二维模拟结果均高度相似;来流Mach数3.0下的激波串只有一个视角为对称结构,另一个视角为非对称结构,且非对称视角的结构与二维模拟结果高度相似。因此,对激波串的二维模拟结果仅可反映激波串三维结构中的一个“准二维区域”:Mach数1.5的激波串在两个视角的中心切面及两侧对称的一定范围内均可近似为二维结构(准二维区域占比40%左右);而对于Mach数3.0的激波串,只有对称视角中心切面及两侧一定范围内的区域可近似为二维结构(准二维区域占比60%左右)。

咽式高超声速进气道试验与计算研究

采用试验和计算方法研究了一种三维曲面内收缩咽式进气道的流场结构。从理论、试验、计算结果中给出了咽式进气道流动特征;提供了大内收缩比进气道在常规高超声速风洞进行试验的方法和技术;并对咽式进气道内偏航激波、俯仰激波、附面层之间的复杂作用产生的三维涡旋流场结构的成因进行了解释。

管内激波串振荡和壁面脉动压力特性

分析了管内激波串振荡引起的壁面压力脉动特性。采用直联风洞实验方式结合动态压力测量技术获得了矩形管道内不同激波串位置下的壁面压力分布数据,对所得压力脉动幅值、功率谱密度曲线等结果进行分析,探讨激波串流动非定常特点与引起压力脉动的机制。

隔离段进口非对称来流对激波串结构的影响(英文)

考虑进气道出口流场的影响,设计了针对非对称超声速来流矩形隔离段流场研究的直联式试验风洞,模拟进气道出口流场的各种非对称进口条件进行了吹风试验,并测量了隔离段壁面静压和隔离段进口皮托压力。研究发现,随隔离段进口流动非对称程度的增加,激波串长度增加而隔离段耐受反压的能力下降。考虑了隔离段进口流动非对称的影响,对Billig-Waltrup的激波串长度公式作了改进,故提高了激波串长度预测的精确程度。

基于无人值守的预旋转井式泵站系统

基于无人值守的预旋转井式泵站系统,实现了污水泵站无人值守和控制中心集中监控的目的。针对海斯特预旋转井式泵站的特点和工艺,分别从预旋转原理、井式泵站和控制系统三个方面对系统的设计进行了详细介绍。

考虑激波串的超声速燃烧流场分析模型

发展了一种考虑激波串结构的超声速燃烧流场分析模型,以应用于吸气式高超声速飞行器的设计优化过程。模型通过求解耦合有限速率化学反应的刚性常微分控制方程组来描述燃烧室内点火、燃烧等气动热力现象,采用Billig激波串模型模拟燃烧高压前传过程。采用该模型对"等直段+扩张段"、"后向台阶"和"支板喷射"三种典型构型燃烧室流场进行了计算。结果表明:所建模型正确地反映了超声速燃烧室流动中的物理化学过程;与实验数据比较,模型计算出的壁面压力分布比没有考虑激波串结构的模型符合的更好。

草花苗期耐盐性鉴定及综合评价

本试验以15种草花为对象,采用NaCl对其幼苗进行盐胁迫处理,以预试验方式研究不同浓度NaCl对草花幼苗鲜重干重、根冠比等生长指标以及叶片抗氧化酶(SOD、POD、CAT)活性、脯氨酸含量等生理指标的影响,并在预试验筛选确定适宜盐胁迫浓度的基础上测定计算该浓度胁迫下各草花的植株形态和生理指标,并对两类指标进行相关性、主成分及聚类分析,对15种草花幼苗的耐盐性进行鉴定评价。结果表明:只有金盏菊的地上部鲜重干重高于对照,其它草花的地上部鲜重干重、地下部鲜重干重均受到不同程度的抑制。耐盐草花金盏菊和向日葵的MDA含量低于对照,盐敏感草花小丽花的MDA含量是对照的3.5倍。耐盐性强的草花(向日葵、金盏菊)其脯氨酸含量增加程度极显著高于盐敏感草花(蜀葵、蒲公英,等)。主成分分析结果显示,相对含水量、根冠比、SOD活性、脯氨酸含量可作为草花幼苗耐盐性的主要鉴定指标。聚类分析结果显示,15种草花苗期的耐盐性可划分为四类:第一类包括小丽花、万寿菊和蜀葵,其耐盐性最弱;第二类包括耧斗菜、假龙头、须苞石竹和百日草,其耐盐性较弱;第三类包括蒲公英、波斯菊、松果菊、半枝莲、常夏石竹和地被菊,其耐盐性较强;第四类包括金盏菊和向日葵,其耐盐性最强。

带高超进气道的隔离段流动特性

用Ma =5 3的风洞实验和数值模拟研究了高超三维侧压式进气道后的隔离段流动特性。隔离段的长高比为 8。实验结果表明 ,位于进气道喉道的隔离段入口气流参数沿高度有极大变化 ,造成隔离段内上下的流态显著不同。研究发现 ,隔离段进出口最大允许压比与正激波压比基本相同。

Busemann进气道无粘流场数值分析

为了研究Busemann进气道的流动特性,对设计马赫数为7的4种不同的Busemann进气道在Ma=4,5,6,7,8来流条件下进行了数值模拟和总体性能分析,对其中的3°截短流线跟踪进气道分析了攻角特性和侧滑角特性。研究表明:基准进气道具有相当高的无粘总压恢复;流线跟踪进气道在设计状态保持了基准进气道的高性能,而同时其起动性能大为提高;截短后的进气道长度大幅减小,而其性能仍然保持在较高的水平;截短流线跟踪进气道对带攻角或侧滑角飞行比较敏感。分析还表明,粘性造成了较大的总压损失。

流线追踪Busemann进气道设计参数的选择

为了研究型面设计马赫数、唇口偏移量对流线追踪Busemann进气道设计点性能的影响规律,寻求最佳性能的进气道,对设计马赫数为6,具有不同型面设计马赫数和唇口偏移量的流线追踪进气道进行了数值模拟。研究表明:选取低于马赫数6的型面设计马赫数,可获得较高的流量系数和增压比,而其压缩效率并不低;进气道唇口偏移量增大,会导致流量系数、增压比变小,但却有利于减小进气道内的分离程度,还会影响隔离段内的流动,因此唇口偏移量的选取需要综合考虑。

Ma5斜激波串动态特性实验研究

为加深对激波串动态特性的认识,进行了简单管道模型在Ma风洞中的实验研究,探讨了两种不同背压变化条件下斜激波串的流动结构和动态特性。背压的生成和控制通过模型尾部两块斜板的闭合运动实现。为了更好观察实验现象,实验过程中动态压力传感器和高速纹影实行同步采集。研究发现:随着背压升高,激波串逐渐前移,由对称形态发展为非对称形态,并持续整个移动过程。背压增加的速度对激波串前缘的前移速度没有影响。激波串在管道内的前移过程并不是一个恒定运动过程,而是存在有稳定前移和急剧前移两种状态,其特性与管道内流场结构、壁面压强分布、背压大小以及距离管道出口的距离等因素相关。在不同的背压条件下,管道内的斜激波串表现出不同的频谱特征,但在同一工况中,激波串区域内不同位置处壁面压强的频谱特性相似。在Case 1状态中,压强振荡主频为f512Hz在Case 2状态中,振荡主频为f578Hz次级频率约为f260Hz。两次实验的主频均大于Pipon.niau模型理论计算值,而Case 2中频率f和声学振荡频率相近。

高超声速轴对称流道冷流特征及气动力特性研究

对一种轴对称形式的高超声速飞行器全流道开展了风洞实验和数值模拟研究,分析了不同来流总压、飞行攻角全流道的流场结构和气动力特性.研究结果表明:(1)一定范围内雷诺数的变化对全流道的流动结构和模型的气动力特性无显著影响,因此所获得的风洞实验结果有望通过某种形式推广到飞行状态下使用;(2)飞行攻角对全流道的流动结构和升力系数有着显著影响,但阻力系数的影响并不明显;(3)研究范围内来流马赫数的变化对全流道的流动结构有着一定影响,但研究范围内,阻力系数随马赫数的变化幅度较小;(4)由于轴对称流道的浸润面积较大,研究范围内该类飞行器的摩擦阻力在全机阻力中占据了较大的比重,设计状态下达全机气动力的62%;(5)与实验结果的对照表明,所采用的数值模拟方法具有较高的精度.

预算管理系统设计

预算管理系统作为企业财务会计管理信息系统的一部分 ,主要完成预算 (计划 )的编制、成本的实施控制和预算完成情况分析。系统设计主要分为 5个功能模块 :系统维护、预算编制、成本控制、预算分析和跨账套管理 ,从系统实际应用出发 ,在实现中采用了数据库、数据仓库。