可调喷油规律下喷油提前角对柴油机性能的影响

为获取可调喷油规律条件下喷油提前角对柴油机性能的影响规律及成因机理,在实现可调喷油规律喷射的基础上,基于Fire软件建立了柴油机工作过程计算模型,并通过试验对模型中的主要参数进行标定,进而利用模型分析靴形喷油规律下柴油机性能随喷油提前角的变化。结果表明:随着增压时刻的滞后,喷油规律由矩形过渡到斜坡形再到靴形,实现了灵活可调的喷油规律。在靴形喷油规律条件下,存在一个最佳的喷油提前角,使柴油机的动力性和经济性均达到最优。同时,随着喷油提前角的增大,柴油机缸内压力、缸内温度以及放热率均逐渐升高,且到达各自最大值的时刻前移,而NO_x排放量和碳烟排放量则分别呈现增加和减小的趋势。     

大功率柴油机电液供油提前器控制研究

针对大功率柴油机电控的控制要求,进行了电液供油提前器控制研究.提出了控制总体方案和局部闭环控制策略,介绍了控制硬件组成、软件控制以及采集方法,分析了电液供油提前器的控制模型和控制算法;实验结果表明电液供油提前器系统能满足柴油机的运行要求.     

可调喷油规律下柴油机性能随喷油提前角的影响

为获取可调喷油规律条件下,喷油提前角对柴油机性能的影响规律及成因机理。在实现可调喷油规律喷射的基础上,基于Fire软件建立了柴油机工作过程计算模型,并通过试验对模型中的主要参数进行了标定,进而利用模型分析了靴形喷油规律下柴油机性能随喷油提前角的变化。结果表明：随着增压时刻的滞后,喷油规律由矩形过渡到斜坡形再到靴形,实现了灵活可调的喷油规律。在靴形喷油规律条件下,存在一个最佳的喷油提前角,使柴油机的动力性和经济性均达到最优。同时,随着喷油提前角的增大,柴油机缸内压力、缸内温度以及放热率均逐渐升高,且到达各自最大值的时刻前移,而NOx排放量和碳烟排放量则分别呈现出增加和减小的趋势。     

改善Al对B4C润湿性的研究

依据金属Al的特性及其与B4C相互作用的关系,在理论上分析Al对B4C的润湿性,分析理论润湿性与实际润湿性差异的原因,在此基础上,通过实验寻求改善Al对B4C润湿性的方法和工艺,发现升高温度可以改善润湿性,温度由1 050℃升至1 100℃时,润湿角θ由52°降至23°;在Al中添加小量Mg后,真空1×10-3Pa,温度1 100℃×3 h时Al对B4C润湿角由原来的23°降至9°.     

大功率柴油机喷油提前角对缸内燃烧过程的影响

针对某型大功率柴油机,采用试验和计算流体力学（CFD）仿真相结合的方法,研究了大功率柴油机在不同喷油提前角下的燃烧特性,着重分析了缸内最大爆发压力、峰值角、最大压力升高率、燃烧始点等参数的变化趋势,同时对缸内速度场、燃空当量比分布和温度场的变化进行研究,得出喷油提前角的变化对预混合滞燃期的改变是影响柴油机燃烧过程的主要因素,随着喷油提前角的增大,滞燃期内可燃混合气增多,缸内最大爆发压力、最大压力升高率和缸内最高温度随之升高。     

柴油机缸盖冷却水腔内沸腾传热研究

基于Chen模型和BDL模型研究了柴油机模拟冷却水腔内的沸腾传热,并与试验结果进行了对比分析,验证了模型的适用性。将此模型应用于实际柴油机缸盖及冷却水套内的耦合传热计算,同时对考虑与不考虑沸腾时的计算结果进行了对比分析。结果表明:沸腾传热可以提高冷却水套的传热效率,并降低局部高温区域的温度及柴油机气缸盖内的温度梯度;在考虑沸腾时,仿真计算结果与试验结果的误差更小;BDL模型比Chen模型计算精度更高。     

改进射瞄-7,提高30-1航炮在大速度时的射击精度

射瞄-7的原理误差射瞄-7用于30-1航炮时是按本机速度V_1=760km/h设计的。飞机常在大速度条件下作战,飞行速度可达1300km/h,此时若构成10°提前角,则射瞄-7的原理误差达到1°以上。因此,若不改进,精度难以提高,在大速度瞄准时很难命中。根据有关会议资料,射瞄-7的原理误差△ψ的表达式是     

导弹大攻角高机动飞行特性分析与仿真

以新一代无翼式气动布局导弹为背景,在大攻角气动特性理论基础上,分析了在导弹主动段、攻角在180°范围内变化的导弹飞行特性,得出了90°内大攻角最大转弯能力和180°攻角附近最大降速效果的结论。进行了俯仰平面S型轨迹机动飞行仿真,仿真结果说明了大攻角飞行的高机动特性。     

“欧洲之角”在哪里

人们都知道在索马里有个非洲之角,但很少有人知道,在伊比利亚半岛上还有个欧洲之角。这个欧洲之角位于北纬38°47′,西经9°30′,海拔140米,与葡萄     

燃烧室前缘扩张角对旋转爆震冲压发动机的影响

针对圆柱形隔离段-燃烧室构型的旋转爆震冲压发动机,开展了总温为860 K、马赫数为2的来流条件下的直连式试验,探讨了燃烧室前缘扩张角(θ=30°,45°,60°,90°)对爆震波传播特性、工况范围及压力分布的影响。结果表明:当燃烧室前缘扩张角为90°时,燃烧模态均为爆燃燃烧;随着扩张角的减小,燃烧模态将会向锯齿波和混合模态(包含单波阶段)转换。当燃烧室前缘扩张角为30°时,旋转爆震的自持工况范围最宽且燃烧室压力最高;同时,随着燃烧室前缘扩张角减小,实现混合模态的当量比下限降低。此外,分析了燃烧模态对来流的影响,发现:锯齿波/混合模态燃烧室内存在的周期性高频压力扰动会使隔离段内的激波串位置前移;混合模态对超声速来流的影响最为显著。     

动态飞行求解双35标准值方法

通过顺解法,利用录取的目标现在点数据,已知的射表数据及对有关偏差量的修正,可求解出斜距离４５００ｍ,高低角０°至８４°范围内的标准值     

基于封闭爆炸的弹药破片空间分布研究

通过典型弹丸爆炸试验,研究封闭条件下破片的空间分布,提出了爆炸洞体防护的重点区域。试验表明:对于某型高弹丸,主要分布在以弹丸为爆炸中心的20°角的环状严重区域内;对于某型加弹丸,主要分布在以弹丸为爆炸中心的35°角的环状严重区域内。     

靴形喷油速率耦合预喷射对超高压共轨柴油机性能的影响

在介绍超高压共轨系统工作原理的基础上,基于GT-Power软件建立单缸超高压共轨柴油机的仿真模型,并利用试验验证模型的准确性,而后通过模型分析不同喷油速率、靴形喷油速率耦合不同预喷油量和靴形喷油速率耦合不同预喷提前角对超高压共轨柴油机动力性、经济性以及燃烧排放特性的影响。结果表明:通过调整超高压共轨系统中电控增压器电磁阀和喷油器电磁阀的开启时间,能够实现喷油速率的柔性可调。随着喷油速率从矩形变化到靴形,柴油机缸内压力、温度以及NO_x排放量均逐渐降低,而soot排放量逐渐升高,且靴形喷油速率可使柴油机获得最大的功率(扭矩)和最低的油耗率。靴形喷油速率耦合较小的预喷油量可以使柴油机获得更好的动力性、经济性和燃烧特性,但同时也会导致NO_x排放量的升高。靴形喷油速率耦合较大的预喷提前角有助于改善柴油机排放特性,但受到预喷油量的限制,效果并不明显。     

柴油机燃油系统故障诊断研究

应用柴油机燃油系统模拟计算的方法对柴油机燃油系统常见故障的供油压力波进行模拟计算 .通过大量计算表明 :柴油机燃油系统发生单一故障时 ,压力波变化的特征较为明显 ,并就每一种故障产生的压力波特点作了分析 ;当柴油机燃油系统发生复合型故障时 ,压力波变化复杂 ,为提高燃油系统故障诊断的准确性 ,提出采用系统融合的方法 .     

圆波导斜劈形端口辐射器的有限元分析

有限元法(FEM)适用于电磁场的散射、辐射和透射,运用三维有限元法分析了圆波导斜劈形辐射器的辐射场并计算出圆波导内部场分布,用此方法计算了X波段的辐射场,与相关文献进行了比较,结果在主瓣相当一致,分析表明在C波段圆波导TM01模斜劈形辐射器斜切角为30°时,辐射波束偏离轴向27°～42°,增益为11～14dB,可以作为高功率微波的辐射天线。     

基于沸腾传热的柴油机多场耦合传热研究

为了系统地分析沸腾传热的主要影响因素和变化规律,首先基于Kandlikar分区方法对沸腾传热曲线进行分区并对其进行标定;然后,将重新标定的沸腾传热模型应用于TBD234V6柴油机缸盖与冷却水腔的耦合传热计算。结果表明:缸盖冷却水腔中靠近火力面鼻梁区及排气道的局部壁面出现沸腾传热现象;考虑沸腾时,缸盖最高温度比不考虑沸腾时降低52K,贴壁面层的冷却水温最大值比不考虑沸腾时升高了3.2K。     

基于EMD、遗传算法及神经网络的柴油机故障诊断

研究了将经验模式分解(Empirical Mode Decom position,EMD)、遗传算法及BP神经网络相结合对柴油机振动信号进行故障诊断的方法。首先运用经验模式分解方法对柴油机缸盖表面振动信号进行分解并提取特征参数;然后利用遗传算法对得到的特征参数进行选择,找到对于故障诊断最为敏感的参数;最后建立了BP神经网络模型对柴油机典型故障进行诊断。通过对某型柴油机的验证,表明该方法能够准确识别柴油机供油系统的典型故障。     

圆柱形装药驱动轴向预制破片飞散特性

为了增强柱形战斗部轴向威力,在无壳柱形战斗部底面布置单层离散的预制破片。开展圆柱形TNT装药驱动轴向预制破片飞散试验,获得预制破片的最大初速、飞散角等特征参数;运用LS-DYNA软件对装药驱动预制破片过程进行数值模拟,阐述预制破片群飞散过程;对装药驱动整体平板理论计算公式进行改进,获得预制破片的最大初速。结果表明:破片初速理论计算结果、数值计算结果和试验结果吻合良好;随着与装药底部中心距离的加大,破片初速、径向飞散角分别近似呈“抛物线”减小、增大;试验实测、理论计算得到的破片最大初速值超过2500 m/s,试验实测的径向飞散角最大约为22°,而周向飞散角则普遍较小,均值在5°以内。     

用多重网格TVD方法求解三维高超音速粘性流场

本文采用时间相关法求解了三维Ｎ－Ｓ方程。在计算中，对于压力和对流项采用Ｒｏｅ的通量差分分裂技术和Ｏｓｈｅｒ－Ｃｈａｋｒａｖａｒｔｈｙ的ＴＶＤ格式，对于粘性项，采用了中心差分格式。通过数值模拟得到了钝头双锥体高超音速层流流场在不同攻角下的数值解。计算的重点放在壁面热流率的预测。在攻角为４°和１２°的状态下，Ｓｔａｎｔｏｎ数的计算值与实验值进行了比较，二者吻合较好。为了加快收敛速率，计算时采用了多重网格方法。     

分布式多微处理机自行防空射击指挥系统

本文介绍以可自由编程的分布式多微处理机为基础的自行防空射击指挥系统。系统的各功能部件(如各传感器、武器随动系统等)均配一台微处理机,执行特定的功能;系统各部件间的数据传输、工作方式选择、提前角计算、局部任务协调及系统工作状态监控由一台工作方式管理与控制的计算机完成。为了提高系统的多目标作战能力,而配置若干台提前角计算机进行提前角计算;为了提高系统可靠性,便于系统维护与系统监测,还配置了外部计算机。整个系统是一个分散的计算机构成的网络。