摘要：为理解超紧凑大S弯进气道与风扇的耦合效应,基于体积力模拟方法开展了一体化计算研究。研究的进气道长径比为2.5,使用Rotor 67进行耦合分析,体积力模型与冻结转子计算得到的总压比、总温比和等熵效率分别相差4.49%,0.26%和2.38%。流场分析表明,风扇对入口段流场影响较为明显,主要体现为畸变区的顺向偏转与微弱衰减;进气道出口畸变经过风扇叶片后得到改善,大低压区和反向旋流基本消失;而流体在叶片的前后缘旋流角与轴向速度的综合改变量越大,风扇对气流做功越多。总的来说,超紧凑大S弯进气道与风扇之间耦合比较明显,需要在设计时进行详细的考察。

摘要：机体后部边界层吸入技术可显著改善飞机的燃油经济性,但目前尚未建立推进系统设计与分析方法。针对类似N3-X飞机的分布式边界层吸入推进系统,采用基于边界层积分方程的数值分析方法,引入功推比参数,详细分析边界层状态和推进系统参数对系统性能的影响,从而为推进系统设计提供理论和数据支撑。通过基准状态与N3-X的对比,验证了计算方法的可靠性。分析表明,当吸入边界层占比为50%左右时推进系统能耗可降低4%,边界层形状因子越小或者动量厚度越大,能耗降低越多;进气道扩张比对功推比的影响不大;随着进气道入口马赫数增大、风扇压比降低、风扇效率增大、风扇损失降低或者喷流速度降低,功推比都会下降。

摘要：本文主要从基于校园网的现代远程教育系统的建设目标、设计原则、系统整体架构、功能模块和系统实现的关键技术等几方面进行了阐述。

摘要：为了测试弹射座椅稳定伞在高速气流中的动态特性,在1.2m×1.2m跨、超声速风洞(FL 24)进行了稳定伞高速风洞动态测力试验。笔者叙述了试验方法,并给出了典型试验结果,包括稳定伞在试验M=0.65±0.04时的气动特性、进入自转状态的时间t自转以及在试验M=1.14时的强度测试结果等。试验结果表明,稳定伞的材料、设计及工艺是可行的,试验方法是成功的。

摘要：介绍内啮合渐开线齿轮泵的结构原理,从减小功率损失的角度出发,利用最优化设计理论、径向间隙泄漏理论和缝隙流量理论对内啮合渐开线齿轮泵小齿轮齿顶与月牙板间的间隙进行优化研究,推导出间隙优化模型,并求出最佳间隙解。

摘要：近年来,随着试验任务量的逐年递增,FL-24风洞整流锥承受越来越频繁的冲击载荷,导致多处焊缝开裂。为了确保整流锥的安全运行,对整流锥进行了多次改造。为了深化对整流锥结构特性的了解,对改造前后四种状态的整流锥进行有限元分析。研究表明:计算结果与实际损伤情况吻合;通过增加外筋板,显著提高了结构的轴向刚度,有效降低幅板前端与洞体连接处应力水平;通过增加锥体端部圆环,有效提高了结构的轴向刚度和锥体扭曲刚度,有效降低幅板后端与锥体连接处应力水平;通过增加内筋板,显著提高了结构轴向刚度和锥体扭曲刚度,明显降低二号均压孔前端和三号均压孔后端应力水平。最后,针对现有整流锥存在的薄弱环节,提出一种改进方案。

摘要：风洞试验是获取飞行器气动特性、评估分析气动设计效果、预测飞行性能的基本手段,对于“四性”指标要求严格的大型飞机而言,风洞试验的精准度(精度和准度)尤为重要。风洞试验的精准度既取决于试验测试技术,也严重受制于试验数据修正方法。本文详细介绍了2.4 m暂冲型跨声速风洞大飞机精细化气动力/气动载荷试验技术及其洞壁干扰、支撑干扰、模型变形影响等数据修正方法的最新进展,对比分析了大飞机试验数据的精度与准度。结果表明2.4 m风洞大飞机试验模拟能力与数据修正方法满足型号研制需求,试验数据精准度较高,具备精确获取大飞机高速气动特性的能力。相关研究成果对推动我国大飞机气动试验研究能力高水平自主可控具有重要支撑作用。

摘要：自动控制已广泛应用于现代化工生产,不仅改进了生产装置的自动化水平,而且提高了产品的质量和产量.介绍了一种以生产过程监控软件和PLC(可编程控制器)相结合的方法,对一套乳液聚合装置进行自动控制系统设计,实现了整个生产过程的自动控制以及监控功能.对其中影响质量最关键的因素——聚合温度,采用了串级加分程控制方法进行调节.通过长期实际运行,系统达到了预期设计的控制效果,证明了控制系统的可行性.

摘要：新一代客机具有较高的巡航速度,跨声速抖振和雷诺数效应研究是其气动设计中的关键一环。采用基于k-ωSST湍流模型耦合延迟脱体涡模拟技术的高精度数值模拟方法,针对CHN-T2宽体客机气动标模开展了相关研究,并基于非定常计算明确了CHN-T2标模在巡航马赫数Ma=0.85、飞行雷诺数Re=5×10^(7)工况下的抖振始发迎角约为4.4°。结果表明,CHN-T2标模机翼在抖振超临界迎角下同时存在由激波弦向振荡主导的低频成分(St=0.0297)和由翼根尾缘复杂高压区主导的高频成分(St=0.314)。在雷诺数效应方面,从风洞实验雷诺数(Re=5×10^(6))到飞行雷诺数(Re=5×10^(7))巡航状态下,CHN-T2机翼激波位置后移约10%当地弦长,附面层高度降低1/2~1/10,进而引发升/阻力系数发生明显变化。升力系数和摩阻系数的雷诺数效应不随迎角改变,而压阻系数的雷诺数效应与迎角线性相关。同时,雷诺数变化会显著影响抖振非定常流场求解,过低的模拟雷诺数会导致激波振荡消失。

摘要：遵循"虚实结合、能实不虚、开放共享"的原则,构建了LIMP+CVM+NTC+RCMS的虚实结合的计算机网络类实验平台。该平台整合了软件共享虚拟资源、仪器共享虚拟资源和远程控制虚拟资源,是一个多课程、全方位、开放共享的虚实结合的平台,实现了实验环境灵活部署、网络拓扑虚拟设计、物理设备远程控制,使虚拟仿真实验和传统实验相融合,增强了虚拟拓扑设计的可见性和物理组网的灵活性。