一些植物提取物对烟草甲虫生物活性的影响

测定了不同浓度的植物提取物在244、8和72 h后对烟草甲成虫的触杀毒力和驱避毒力。初步研究结果表明,筛选出的巴豆乙醇提取物、巴豆丙酮提取物、巴豆乙酸乙酯提取物、巴豆石油醚提取物、草乌丙酮提取物、草乌乙酸乙酯提取物、草乌石油醚提取物、驱虫草乙醇提取物、驱虫草丙酮提取物、川乌石油醚提取物、百部乙醇提取物、百部丙酮提取物、百部乙酸乙酯提取物、百部石油醚提取物、茵陈蒿乙醇提取物、茵陈蒿丙酮提取物等对烟草甲成虫有较好的触杀毒力;巴豆乙酸乙酯提取物、巴豆石油醚提取物、天南星科植物乙酸乙酯提取物、天南星科植物石油醚提取物、百部乙酸乙酯提取物、高良姜石油醚提取物、山鸡椒乙醇提取物、山鸡椒石油醚提取物等对烟草甲成虫有较好的驱避毒力。

大涵道比涡扇发动机进气畸变测量耙风洞校准试验

以国产大型客机C919配装的大涵道比涡扇发动机飞行试验为应用背景，研制了基于动态、稳态压力和总温参数集成测试的大尺寸进气道畸变测量耙。为评估和验证其角度、速度测量特性及参数测量精确度，进行了全尺寸量级的进气道测量耙风洞校准试验研究。结果表明：在马赫数0.2-0.6、攻角和侧滑角-20°-20°范围内，耙体压力测量相对误差小于0.5%，满足对大涵道比涡扇发动机进口流场品质和流量的测试技术需求。

某型涡轴发动机试飞平台设计及试验验证

为了满足某型全数控涡轴发动机它机领先试飞的技术需求,在分析研究某型战术通用直升机电气、动力、燃油、环控等设计图纸基础上,并对照涡轴发动机全数控系统的装机特点,通过试飞平台建设总体方案论证、各系统方案详细设计及相关产品的研制、试验验证等环节,中国首次成功实现了在机械液压控制的直升机上搭建全数控涡轴发动机它机试飞平台。设计研究和试验验证表明,所设计的某型涡轴发动机试飞平台能够与被试发动机在起动电气控制、显示告警、发动机操纵等系统满足该型发动机的它机领先试飞要求,直升机旋翼负载与发动机功率匹配控制匹配良好,可为后续涡轴发动机型号它机试飞平台的建设提供直接技术支撑。

应用反向传播神经网络算法的发动机动态总压畸变预测

为提高动态总压畸变预测的准确性,通过引入反向传播神经网络算法,研究其在紊流相关中的可行性和准确性。结果表明:反向传播神经网络可应用于紊流相关以预测动态总压畸变;采用单个工况进行自我预测时,神经网络显示了良好的预测能力,预测结果与试验值吻合很好;采用反向传播神经网络法,5个工况作为样本预测各工况紊流度时,样本工况的平均紊流度与试验值一致,而测试工况中个别工况的平均紊流度与试验值有些偏差,网络的设置和训练需要进一步研究,以提高网络的预测能力。从与最小二乘法的预测结果对比来看,神经网络法是一种更有前途的预测方法。

进气道旋流畸变地面模拟与测量试验

基于飞行试验的应用特点,提出了进气道旋流畸变测试方法和评定指标,以某发动机试车台为试验平台,搭建了旋流模拟与测量系统,进行了整体涡旋流、对涡旋流、局部涡旋流的模拟与测量试验,验证了旋流模拟、测量方法与评价指标的有效性。建立三维数值模型进行了相应工况数值计算,并将试验结果和数值计算结果进行分析对比,发现结果吻合良好,误差较小。研究结果表明:研制的旋流发生器可模拟出不同涡结构和强度的旋流畸变,其中整体涡强度可达17°;提出的旋流测量方法行之有效且精度较高,旋流评定指标合理可行,能够较为直观地反映出旋流流场的强弱和结构,可应用于飞行试验。研究结果为后续型号进气道旋流畸变试飞提供了技术储备。

航空发动机篦齿封严特性数值模拟

本文运用数值计算方法,从分析齿腔内流场和篦齿顶板换热的角度研究了篦齿的封严特性。通过多种工况的计算,分析了雷诺数和齿顶宽与齿隙之比(T/C)对篦齿腔内流动、压降损失以及齿腔顶板换热系数的影响。计算数据和实验数据吻合良好,误差较小。研究表明:雷诺数、齿顶宽与齿隙之比影响着齿腔内部流动和换热的状态,是决定篦齿封严效果的主要因素。

涡桨发动机风车特性评估方法及试飞验证

涡桨发动机在空中起动之前的风车状态会产生一定的风车阻力,严重影响飞机的操纵性和稳定性,因此需进行风车阻力特性的准确计算评估,以化解飞行风险。针对涡桨发动机装机飞行中的风车特性,采用基于标准桨特性图修正原理,建立计算评估方案,并以某型涡桨发动机设计定型试飞为依托,进行不同工况下的试飞验证研究。结果表明:在相同高度,低速风车状态下,风车阻力随着速度增加而增大,而高速风车状态下,风车阻力随着速度增加而减小;随着高度增加,低、高速风车阻力均减小;低速风车状态下,桨叶角基本处于限动位,而转速随着速度增加而增加;高速风车状态下,转速达到平衡转速,桨叶角随着速度的增加而增大。可见,建立的涡桨发动机风车阻力计算方法合理、可行,计算结果精度满足试飞要求,能够为后续涡桨发动机空中起动科目的飞行试验提供技术支撑。

国民经济与社会可持续发展DSS的研究

本文将GIS技术,决策支持技术、多媒体技术以及基于客户机/服务器体系的网络技术融入国民经济与社会可持续发展的决策支持系统,使该系统具备很强的实用性、实时性、动态性和开放性。

基于适航标准的民用涡扇发动机空中起动飞行试验

为了准确评估民用涡扇发动机空中起动试验性能与适航标准体系的符合性,在分析、解读中国民用航空局运输类飞机适航标准和美国联邦航空管理局咨询通告的基础上,制定了民用涡扇发动机空中起动飞行试验方案,以ARJ21-700型支线飞机配装的CF34-10A涡扇发动机合格审定试飞为平台,国内首次进行了相关试飞技术研究及飞行试验。试验结果表明:该空中起动飞行试验方案合理可行,能够完整、全面地验证民用涡扇发动机对适航标准体系的符合性。发动机最高起动边界为22500ft,起动高度指标设计合理,起动功能正常、可靠,满足适航标准要求。飞机待机状态双发失效后至起动成功高度损失为1457 ft,远小于适航标准规定的5000 ft指标。项目形成的试飞方案及积累的试飞经验为后续C919,C929等民用客机及其配装发动机的适航审定提供直接技术支持。

反推气流对大涵道比涡扇发动机进口流场影响的数值模拟研究

以一架配装有叶栅式反推装置的四发飞机为研究对象,数值模拟了不同着陆滑跑速度下的反推气流全机扰流流场,分析了反推气流在机身附近分布随滑跑速度的变化特点,和对内、外侧发动机进口流场的影响。结果表明:随着着陆滑跑速度的减小,反推气流对机身周围的影响区域逐渐扩大。当滑跑速度小于0.10马赫(约122 km/h)时,内、外侧发动机均会吸入反推气流,在发动机进口形成总温、总压畸变。该型反推装置的临界使用速度约为122 km/h,在反推装置飞行试验设计时应着重在该速度附近验证反推装置与发动机的匹配性;发动机进口流场总温分布能反映出反推气流的重吸入特征,测量方案设计应重点考虑发动机进口温度场的测量。

静态封严篦齿内部流动与换热的数值计算

建立二维篦齿模型,运用数值方法,从分析齿腔内流场和篦齿顶板换热的角度研究了篦齿的封严特性.通过多种工况的计算,探讨了雷诺数、齿顶宽和齿隙之比对篦齿腔内流动、压降损失以及齿腔顶板换热系数之间的关系.计算数据和实验数据进行比较,发现变化规律一致,误差较小.研究结果表明:雷诺数、齿顶宽和齿隙之比影响着齿腔内部流动和换热的状态,是最终成为决定篦齿封严效果的重要因素.

水轮机导叶端面间隙的控制

水轮机的导叶端面间隙对整个水轮发电机组的效率指标及安全稳定运行有着重要影响。通过理论分析和实际应用,总结了在水轮机设计、制造过程中对导叶端面间隙的控制措施。

某型涡扇发动机进口空气流量及附面层的测量与计算

航空发动机的空气流量是发动机的重要性能参数,其测量的准确性对航空发动机的设计具有重要的意义。根据以往的发动机进口空气流量的测量和计算经验,采用新型附面层压力组合耙测量发动机进口流场信息,建立了发动机空气流量计算模型,并使用面积分块和附面层修正的方法得到发动机空气流量。试验结果表明发动机中间状态空气流量测量值与设计值基本一致,附面层对空气流量的影响大约为2%～3%,新型的附面层压力组合耙能够丰富且准确地获得发动机进口流场及其附面层的信息。

进气道/发动机相容性评价体系的完善与发展

回顾了进气道/发动机相容性评价体系的历史发展,概括了该领域的国内外研究现状,对国内以后的工作给出了建议。在分析技术发展的基础上,指出了未来先进进气道和发动机将会带来的新问题。为解决进气道/发动机相容性领域内新的挑战,提出:应将旋流畸变和耐久性畸变试验纳入进气道/发动机相容性评价体系;发展具有瞬态畸变模拟能力的畸变发生器;充分利用地面试车台和空中试车台进行各种畸变的模拟以对发动机进行全面的稳定性评定;在飞行试验中深入研究进气畸变条件下发动机性能以及工作稳定性的变化。

科技型创业者素质与能力评价方法研究

评价科技型创业者素质与能力是一个动态过程。目前,并没有权威的创业者素质与能力评价方法,而且,也没有一个系统的科技型创业者素质与能力评价指标体系。本文通过文献资料的阅读,并结合对成功的科技型创业者案例研究,提出适合中国科技型创业者素质与能力评价的指标体系。在总结和分析创业者评价方法的基础上,找出一种更适合于评价科技型创业者素质与能力的层次分析法和模糊综合评价结合的方法,利用DEA数据包络分析对评价的有效性进行了分析,并进一步修正、优化了评价模型。

飞机进气道流场品质测量耙风洞校准试验研究

以某型飞机飞行试验为应用背景,研制了基于动态、稳态压力、总温参数集成测试的大尺寸进气道畸变测量耙,适用于不同飞行条件下对发动机进口流场品质、流量的测量,为分析和评估进气畸变条件下发动机工作稳定性提供数据依据.为了评估和验证新式测量耙角度、速度测量特性以及参数测量的精确度,进行了全尺寸量级的进气道测量耙风洞校准试验;并对试验数据进行了分析和研究.研究结果表明：在马赫数0.2-0.6,姿态角-20°-20°范围内,耙体压力测量相对误差小于0.5％,能够满足对大涵道比涡扇发动机进口流场品质和流量的测试技术需求.

进气道旋流模拟及测量地面试车台试验研究

在地面试车台上,利用叶片式旋流发生器和五孔探针,对进气道旋流模拟和测量进行了试验研究。试验验证了旋流模拟方法、测量方法的有效性及旋流评定指标的可行性,结果表明:叶片式旋流发生器能有效地模拟出典型的整体涡、局部涡及对涡结构,其中整体涡强度可达15°;旋流测量方法行之有效且精度较高;旋流评定指标合理可行,能较为直观地反映旋流流场的强弱和结构。

乘波体与二元高超声速进气道一体化设计研究

基于二元混压式高超声速进气道和密切锥乘波体,设计了一腹部并列进气的高超声速乘波前体/进气道一体化前体模型,并数值模拟研究了该模型在不同飞行马赫数和攻角下的气动特性。计算结果表明:设计的一体化前体模型很好地结合了二元高超声速进气道和乘波体流场结构特点,乘波前体结构可为进气道提供均匀的进口流场,且进气道性能基本保持不变;一体化前体模型在低于设计点马赫数和正攻角飞行状态下仍具有良好的飞行性能,但在负攻角飞行姿态时,随着攻角角度的增大一体化前体模型的升阻特性和进气特性均快速恶化。

复合材料进气道畸变测量耙的研制与试飞验证

以飞机进气道与发动机相容性飞行试验为应用背景,通过对测量耙的耙体结构设计、复合材料研制、测试参数精细化设计、耙体减振技术等方面的创新和攻关,研制了大尺寸复合材料进气道畸变测量耙,并通过振动考核、装机飞行试验对耙体的结构强度和测试精度进行了验证。结果表明:研制的大尺寸复合材料进气道测量耙结构强度可靠、测试精度高,能够满足飞机进气道与发动机相容性试飞的测试技术要求,并为后续型号试飞的拓展应用提供技术支撑。

航空发动机空气流量测量与计算方法研究

空气流量是航空发动机重要的控制参数,利用进气道测量耙获得发动机空气流量是目前国内外常用的方法之一。本文首先对进气道测量耙系统进行了分析和研究,建立了发动机空气流量与附面层位移厚度的数学模型及空气流量的误差数学模型;然后对空气流量测量误差的主要来源进行了分析研究;最后,在某型发动机的飞行试验中运用了本文的测量与计算方法。试验结果表明:本文提出的航空发动机空气流量测量与计算方法能较准确地获得空气流量值,具有很好的工程应用前景。