读者之音

LCA与FC－1比较之我见1布局LCA采用了静不稳定的无尾二角翼布局，而FC－l采用静稳定的常规边条翼布局。前者结构重量轻，超音速阻力小，并且由于采用静不稳定设计，大迎角状态下升降副翼事实上是下偏，起了襟翼的作用，从而大幅度提高了升力，改善了起降性能和机动性，但此类布局诱阻大的缺点仍然存在。后者，人边条翼与中等后掠角机翼相结台，大仰角下升力会有显著提高，但因中等后掠角机翼本身大迎角升力较小，因此与单个大后掠机翼比较，并无优势。静稳定设计又进一步限制了边条翼升力潜力的发挥。两相比较，应是LCA占优，胜在静不…     

利用前缘旋转控制边条翼外翼分离

边条翼在边条较小时中等迎角以上外翼就会出现分离,现提出用转动前缘表面来控制边条翼外翼分离。通过测力、油流和烟丝实验研究了转动前缘对机翼气动特性的影响。结果表明,在这种机翼上转动前缘对控制分离是有效的,升力增量最大可达３０％。可以预期,转动前缘与边条的综合作用,机翼的分离特性将有较大的改善     

边条翼作俯仰运动时翼面吹气的作用

在３ｍ低速风洞中通过测力与微丝显示方法，研究了在边条翼的边条和主翼上吹气对机翼作大攻角快速俯仰运动时空气动力特性的影响，同时还研究了在不同迎角下开始吹气的作用。结果表明，翼面吹气能有效提高机翼的非定常气动特性和缩小机翼的非定常气动特性迟滞回环，特别是在小迎角下开始吹气效果较好。     

鸭式飞机矢量喷流对大迎角气动特性的影响

针对单发鸭式布局飞机，通过低速风洞试验，研究了矢量喷流对飞机大迎角气动力的影响特性。研究结果表明：发动机喷口直径变大使得飞机大迎角升力和阻力系数增加，并产生低头力矩系数。喷流使得飞机大迎角升力和阻力系数明显增加，并产生低头力矩系数；大喷口状态喷流影响比小喷口状态高50%左右。发动机喷管上/下偏转时，矢量喷流对飞机上下表面气流诱导不对称，喷管上偏减小升力和阻力系数、产生抬头力矩系数，喷管下偏增加升力和阻力系数、产生低头力矩系数，且喷管下偏影响明显比上偏大。在此基础上，基于数值模拟结果对喷流与飞机主流的相互作用机理进行了分析。     

大迎角水平振动翼型绕流的数值模拟

从涡量流函数形式的N-S方程出发,数值计算了大迎角水平振动翼型的粘性绕流问题,得到近场涡结构及非定常演化过程。探讨了振动频率、振幅及迎角对流场涡结构及翼型升、阻特性的影响。结果表明,振动频率及振幅增加有助于提高翼型的平均升力;过大的迎角不利于升力提高。     

GAW-1翼型前后缘变弯度气动性能研究

传统增升装置主要用于提高飞机起降气动性能。利用计算流体力学(CFD)的方法,引入了通用飞机翼型的前后缘变弯装置的概念,数值模拟了GAW-1翼型在爬升状态时,前缘变弯装置、后缘襟翼/副翼偏转以及前后缘装置综合偏转对翼型气动特性的影响。研究表明,前缘变弯装置可以有效地改善翼型的失速特性,失速迎角提高了3°左右,最大升力系数提高了4.56%;同时提高升阻比50%~120%;但在设计升力系数下,升力系数和阻力系数都略微减小。另一方面,后缘变弯装置可以改变最大升阻比所对应的迎角,以及在小迎角时,提高升力系数6%左右。翼型综合偏转可以在小迎角时增加升力系数,在大迎角时增加升阻比。     

风洞实验中机翼振动对气动特性影响的计算分析

通过求解非定常N-S方程研究了弹性机翼在低速气流中振动时的气动特性,并与刚性机翼气动特性做了比较。通过结构有限元方法计算出模型机翼的结构模态和相应振动频率,假设机翼以最小刚度的弯曲模态振动,计算了不同振幅下不同迎角、尤其是失速迎角附近的升力特性。计算结果表明,在小振幅下机翼的平均升力特性和刚性机翼相差很小,但当振幅达到一定幅度后,振动机翼下平均升力特性与刚性机翼的结果有较明显的差别,主要表现在最大升力系数的降低和失速迎角的减小。此结果可以解释实际风洞实验中最大升力系数往往小于CFD结果、实验中最大升力系数对应的迎角也比CFD结果小的现象。     

超临界翼型射流环量控制的数值计算

为提高飞行器的升力特性,改善起飞着陆和机动性能,研究了射流环量控制对超临界翼型气动特性的影响。基于计算流体力学,对影响计算效率和精度的网格参数进行了优化设计,得到一种高效高精度网格的剖分方法;并以此为基础,建立超临界翼型环量控制的计算模型,求解雷诺平均N-S方程,分析了环量控制在不同动量系数和迎角下的作用效果,数值计算结果与实验结果基本一致。结果表明:环量控制大大提高了翼型的气动特性,且在小迎角或负迎角就可以产生较大的升力,但是动量系数并不是越大越好。计算结果可为进一步研究环量控制对飞行器的影响奠定理论基础。     

边条翼和近距鸭翼布局模型动态气动特性分析

针对边条翼与近距鸭翼这两类典型战斗机布局模型,在中国空气动力研究与发展中心FL-24风洞进行了大振幅俯仰动态试验与模型自由摇滚试验,并对比分析了边条翼与近距鸭翼布局模型高速大迎角的动态气动特性。结果表明:边条翼模型纵向动态特性明显优于近距鸭翼模型,尤其是俯仰力矩迟滞效应更强;近距鸭翼模型在攻角26°~45°区间出现了较大的滚转力矩,容易诱发摇滚运动;最后,通过自由摇滚试验验证了俯仰动态试验分析结论,即近距鸭翼模型在迎角大于30°后出现了极限环摇滚现象。     

双垂尾对边条翼布局大迎角升力影响机理研究

对边条翼双垂尾布局的垂尾导致大迎角升力减小现象的机理进行了研究。采用CFD方法分析一个类似于F-22战斗机的模型,发现在低速大迎角条件下,脱体涡流经垂尾外侧;垂尾下部附近气流方向向后并向外;垂尾外侧存在低压区,而垂尾内侧和垂尾间的机身上表面存在高压区。认为脱体涡在垂尾外侧表面产生吸力,在涡核下方诱导出向外的速度分量,致使垂尾处于侧滑气流中,从而使其表面压力内高外低,除了产生指向外侧的法向力外,也传递内侧高压至机身上表面。外倾垂尾上向外的法向力和机身上表面的高压区,是减小大迎角升力的直接原因。     

方波幅度的测量不确定度

介绍了用众数法评价方波幅度时的不确定度分析和评价过程；讨论了主要的不确定度来源，包括众数判别区间的影响、波形测量系统幅度测量误差的影响等等；给出了减小不确定度的主要措施，并结合一个实例，给出了方波幅度的不确定度评价结果。     

高校图书馆期刊管理服务创新举措

高校图书馆期刊管理工作需立足本校实际情况,提高期刊信息服务意识及采购质量,建立合理的馆藏期刊结构,创新期刊管理服务措施,拓展期刊服务内涵。高效发挥期刊信息的作用,提高期刊资源利用率,更好地为读者服务。     

电磁辐射干扰试验的测量不确定度评定

详细地分析了利用吉赫兹横电磁波室进行小体积受试设备(EUT)电磁场抗扰度测试的不确定度。     

秒表检定的测量不确定度评定

介绍了用标准时间间隔发生器检定秒表时，测量结果不确定度分析和评定过程；讨论了测量不确定度的几个主要来源；通过一组实例，给出了秒表检定不确定度的分析和评定结果，该过程和结论可应用在对于计量标准进行相应指标的不确定度分析上，也可用于估计秒表检定本身的不确定度。     

非线性方程迭代算法收敛性分析

从几何上分析了迭代格式xn+ 1=φ(xn)所产生的序列收敛于方程根的收敛条件 ,导出了不依赖函数可导性判断迭代序列收敛的收敛定理 ,给出了产生收敛的迭代序列的技巧。     

高校廉洁文化教育的载体构建

作为构建反腐倡廉体系的基础性工作之一,高校廉洁文化教育是从源头上防治腐败的根本之策,关系到整个社会廉洁文化的建设。从打造廉洁文化教育教师主体团队,发挥党团组织的战斗堡垒作用,弘扬廉洁校园文化节、占据网络文化教育阵地等方面,对高校廉洁文化教育载体进行研究,旨在为高校廉洁文化教育提供些许参考意见。     

逻辑分析仪部分参数测量结果的不确定度评定

介绍了逻辑分析仪部分参数测量结果的不确定度分析评定方法，评定过程及结论，可应用在对于计量标准进行相应指标的不确定度评定分析上。     

数显测高仪示值误差的测量不确定度评定

针对数显测高仪各校准点示值误差的校准方法,给出了示值误差的数学模型,并以某校准点为例,对该校准点示值误差的合成标准不确定度和扩展不确定度进行了评定.     

硼粉燃烧热值测试不确定度分析

基于硼粉点火和燃烧特性,介绍了硼粉燃烧热值测试原理和方法,分析了影响硼粉燃烧热值测试不确定度的因素,并对各不确定度分量进行了评定。结果表明,影响硼粉热值测试不确定度的主要因素有：系统热容量的不确定度和助燃剂热值的不确定度;在助燃剂保障硼粉完全燃烧的条件下,减小助燃剂热值的不确定度是提高硼粉热值测试准确度的关键因素。     

基于正交设计的某型飞机翼尖小翼优化设计方法研究

飞机翼尖小翼设计是一个多因素设计,在机翼设计中比较复杂,影响参数较多。采用基于正交设计的方法,利用CFD技术,可较快的优选出小翼的倾斜角、高度、前缘后掠角、安装角等参数。以设计状态为例,对优选出的每个因素取三种水平进行了具体的计算,并给出了具体的结果,通过各因素在各水平下的平均升阻比,可以得到最优的参数值。结论说明给出的方法是合理的。实验也证明了该方法可以节约时间和经费。