碘喷孔位置的变化对激光性能的影响

在主、副气流流量不变的情况下,仅改变氧碘化学激光器中碘喷孔的位置,数值模拟了其混合气体流场特性和小信号增益分布等的变化.计算结果表明,碘喷孔在喷管叶片上的位置沿气流方向往下游移动,混合状况变差,光腔中小信号增益降低,输出功率减小,饱和光强沿气流方向的衰减变得平缓.     

基于小波分析的条纹图滤波方法

本文提出了一种新颖的干涉条纹图非线性滤波方法,可以选择性地在频域图像的不同区域选用不同的滤波方式,在滤掉图像中大部分散斑噪声的同时,能够减少信息的损失,使图像的内部边界仍然保持清晰。文中首先简介了正交小波变换的原理,然后介绍了去除散斑噪声的具体算法,最后给出了计算机模拟去噪声的结果     

应用电容层析成象和压差对比法对流化床内固体颗粒浓度分布的测量研究

本文报告了一种可以用于对流化床内固体浓度分布测量的电容层析成象技术。应用这一技术的测量结果,与目前常用的压差法测量结果进行了对比。对在鼓泡流化床的测量结果,二者吻合较好,偏差在８．５％以内;随着流化速度增加,二种测量结果的差距逐渐增加,偏差最大值产生在腾涌流化状态。本文分析了造成偏差的原因,并对二种测量方法的特性进行了讨论。     

基于LDPC码的BICM方案的性能研究

将LDPC码与比特交织编码调制(BICM)相结合,分别给出了在QPSK、8PSK调制方式下AWGN信道和Rayleigh衰落信道中的性能,并在Rayleigh衰落信道中分析了信道信息对于性能的影响．在译码端没有采用解调器和译码器之间的迭代,因此译码复杂度相对较低．仿真结果表明,BICM中采用LDPC码在AWGN信道和Rayleigh衰落信道中都具有较好的性能．     

2350铝箔轧机工作辊轴承座温度场的有限元分析

利用ANSYS软件对铝箔轧机的工作辊轴承座进行热一力耦合的三维有限元分析,给出了轴承座的温度场及其热变形,根据有限元的分析结果,提出了改进轴承镗孔结构的设计方法。     

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。     

GH4169高温合金锥形机匣旋压轮廓精度控制与研究

零件轮廓精度是旋压件成形质量评判标准之一.在Simufact有限元软件中进行GH4169高温合金锥形机匣的普通旋压仿真试验,观察到影响旋压件轮廓精度的常见缺陷:底部隆起、底部减薄、回弹.通过对照法对底部隆起进行尾顶块控制.采用单因素试验法探究成形过程中主要工艺参数(旋轮进给比、芯模转速、道次间距)对底部减薄和工件回弹量的影响规律,以最大底部减薄量和平均回弹角度为评价指标.结果表明:进给比对底部减薄影响最大,道次间距对回弹影响最大.综合对底部减薄和回弹的控制,针对试验件工艺参数应选择较大道次间距p=20 mm,较小旋轮进给比f=0.8 mm·r^-1或较大旋轮进给比f=1.6 mm·r^-1,较大的芯模转速n=500 r·min^-1.     

太原市水资源利用与农业可持续发展对策

根据太原市水资源分布状况,阐述了实施水利工程节水、早作农业节水及生态环境建设、农业结构调整等措施对太原市农业可持续发展的作用。     

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.     

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.