反应热喷涂Al2O3.TiO2陶瓷涂层性能的研究

利用自蔓延高温合成原理(SHS)结合传统燃气喷涂技术,研究了反应热喷涂工艺制备的Al2O3.TiO2基金属陶瓷涂层的性能。结果表明,铝热反应热喷涂技术能够促进涂层性能的提高。涂层平均结合强度达17.50MPa以上,平均孔隙率降低到5.50%以下。     

管道内多层金属丝网对预混可燃气体爆炸火焰传播的影响

为了研究抑爆材料对可燃气体爆炸火焰传播的影响,设计加工了横截面积为200 mm×200 mm的方形实验管道,且在其内进行无抑爆材料和安装多层金属丝网条件下预混可燃气体爆炸火焰传播影响的实验,并通过高速摄影仪进行火焰传播的全程拍摄。结果表明,预混可燃气体爆炸火焰在管道内的传播速度和结构都不稳定,出现来回震荡的现象,而多层金属丝网对预混可燃气体爆炸火焰传播具有很大的影响,可以完全淬熄较弱的爆炸火焰。研究结果对煤矿瓦斯爆炸的防治具有重要的理论和实际价值。     

酸碱淋溶对尾矿砂含水率和重金属含量的影响

为研究酸碱溶液对尾矿砂含水率和重金属含量的影响,采用室内土柱动态淋溶的方法,对采自阜新同乃矿尾矿坝的尾矿进行实验,测得不同pH溶液动态淋溶后的尾矿砂含水率,并应用火焰原子吸收光谱法,测出尾矿砂中6种重金属元素在淋溶后的含量,结果表明:①经酸碱溶液淋溶后尾矿砂土体的含水率出现增加的现象;②淋溶液pH从4增加到7时,Cu和Cr的含量逐渐减少,淋溶液pH从7增加到10时,Cu和Cr的含量逐渐增加;相反Mn和Ni的含量先随pH的增加而增加,在pH大于8和8.5左右开始降低;Fe含量出现略微减少的趋势;Cd含量在淋溶液pH 4～6.5范围内逐渐增加,而后含量降低。文中淋溶液选择的是酸碱溶液而不是纯净水,所以用此结果描述尾矿库的环境和安全情况更具有实际意义。     

受限空间内小尺度油池火行为实验

为分析受限空间内燃油火灾特性,通过设计并搭建受限空间小尺度油池火行为实验平台,选择三种典型液体燃料(正庚烷、环己烷、航空煤油)开展燃烧试验,测量并分析火焰温度、烟气温度及燃料燃烧生成的烟气成分浓度等变化规律.结果 表明:油池火最高温度超过700℃,烟气温度变化曲线满足高斯分布;由温度变化曲线将燃烧分为发展—稳定—熄灭3个阶段,发展期占比均接近9.8％,且温度变化率最高达到22.0℃/s;在253 s左右,三种燃料燃烧过程中O2、CO2与CO浓度变化曲线到达最高点;在熄灭期,三种燃料火焰温度变化曲线满足反比例函数分布.可见,结合火羽流温度以及烟气成分浓度变化可判断火灾处于何种阶段以及燃烧物种类,从而为提高火灾预警准确率提供数据支撑.     

超音速下压力分布测量飞行试验研究

本文主要对超音速下的压力分布测量飞行试验技术进行了研究。文中首先对压力分布测量的试验方法、测试原理、试验飞机、测试设备等进行了简要介绍。然后重点研究了飞行试验数据处理方法,得出了超音速飞行试验中压力系数的计算公式。最后给出了飞行试验结果误差分析,并得出了测量结果不确定度的计算方法。国内在超音速气动力飞行试验领域内的研究还非常少,本文中所给出的计算方法可为今后的飞行试验提供参考。     

对平面激波的数值研究

从数学分析的角度，定量地研究造成平面激波脱体的物理条件。将来流Mach数M1、壁面转折角δ以及激波角β所满足的函数关系式转换为代数方程，建立完整的平面激波激波角的数值计算方法，给出激波前后气流物理量的变化关系。     

三次风对W型火焰锅炉空气动力场的影响

对300MW的W型火焰锅炉进行了冷态模化实验,通过改变三次风的送入角度,系统地研究了三次风对炉内流动的影响。研究表明,三次风对炉内流动有明显影响,它阻碍了主气流向下流,使气流行程变短。当三次风下倾一个小角度时,可以进一步延长气流行程,对炉内流动有利。为解决W型火焰锅炉储仓式送风系统三次风送入炉膛的问题提供了有价值的数据,并为锅炉设计和改造提供了参考依据。     

浅论平行板电场对酒精灯火焰的影响

实验研究了各种极板距离以及电压下平板电场对酒精灯火焰的运动取向特性。结果表明,平板电场放电前,火焰中带电粒子受电场力作用,其偏移随电场增大而趋于明显;放电后,板间形成离子风,诱导周围气流流动,火焰被很大程度拉伸。实验结果为掌握电场对液体燃料扩散火焰的影响规律,用适当的电场来控制燃烧走向提供了有益的参考。     

一种新的激波/滑移线共存结构

超音速飞行器机动飞行时面临大攻角流动问题.这里,我们报道一种由大攻角飞行导致机翼上表面出现特殊的脱体激波、再压缩激波与滑移线共存的现象.在大攻角条件下,超音速气流在机翼前缘产生脱体激波,波后亚音速气流在机翼上表面加速到超音速,一般会形成再压缩激波.在大攻角条件下,由机身下方翻转上来的亚音速气流与机翼上表面超音速气流接触,因亚音速气流压力高于超音速气流,因此产生高背压斜激波,以达到压力平衡.我们发现,高背压斜激波正好构成机翼上的再压缩激波.在较大攻角条件下,机翼脱体激波、再压缩激波以及超音速与亚音速气流之间的滑移线,为满足压力平衡,交于前缘某点,形成特有的脱体激波/再压缩激波/滑移线干扰结构.计算表明,该滑移线内在的开尔文-亥姆赫兹不稳定性会导致新的非定常现象与气动噪声.     

含间隙超音速二元弹翼非线性颤振与主动控制

研究含间隙超音速二元弹翼非线性颤振特性和主动控制问题．采用三阶活塞理论建立了含间隙二元弹翼非线性气动弹性动力学方程,利用Hopf分岔理论、谐波平衡法和数值方法,分析了系统的非线性颤振特性．应用基于微分几何法和二次型最优控制相结合的方法设计非线性系统控制器,推迟临界分岔速度．应用滑模变结构控制方法设计控制器,有效抑制非线性颤振,并讨论了控制参数对控制效果的影响．仿真结果表明,所设计的控制律可以有效地实现对含间隙超音速二元弹翼系统非线性颤振的控制．最后计算了在基础激励扰动下系统的动态响应,分别得到了周期运动、多周期运动、概周期运动以及混沌运动．