桅杆式瞄准具对直升机聚焦式隔振系统动态特性的影响研究

对直升机加装桅杆式瞄准具后 ,聚焦式隔振系统的特性进行了分析与试验研究。考虑旋转翼轴、桅杆支撑结构的弹性影响 ,提出了一个新的 5个自由度的桅杆 /隔振系统 /机身耦合模型。为了验证该模型并有利于桅杆式瞄准技术的进一步研究 ,加工了一套瞄准具假件及其支撑结构 ,并在直 -×型机上进行了频率和传递函数测试 ,计算结果与试验结果吻合。研究表明 ,加装 80 kg的瞄准具 (被隔振重量的 1 2 % ) ,聚焦式隔振系统的一阶频率下降了 3 9% ;结构弹性对隔振系统隔振效率有很大影响 ,即使是原型机也达到了 40 3 %。     

新型旋翼推进式无人飞艇气动特性研究

为了解新型旋翼推进式无人飞艇推进旋翼与气囊之间的气动作用,通过流体仿真、采用SIMPLE算法和Spalart-Allmaras湍流模型对两种旋翼安装方案的气动特性进行了模拟分析,并初步确定了旋翼安装方式及结构。数值模拟结果表明,推进式安装方式推进效率远比拉进式安装方式要高,旋翼与气囊之间的距离对推进效率有一定的影响。     

起落架斜置式减震器宜采用油气分离型浅析

分别介绍了油气混合和油气分离型减震器的基本特点，阐明了斜置式油气减震器应当油气分离的设计概念，鉴于这是一个十分有益然而又是一个极容易被忽视的概念，因此对其进行分析研究是必要的。     

高温风洞蓄热式加热器蓄热单元初步设计与分析

蓄热式加热器是目前高温纯净空气风洞最具潜力和优势的一种加热方式。针对空心砖型蓄热式加热器,开展了空心砖型蓄热单元初步设计研究,涉及换热性能、压降控制和热应力评估等方面。结合一个预定的试验状态要求,对空心砖型蓄热单元的初步设计进行分析与讨论,评估孔径、孔间距、蓄热阵高度等几何设计参数对换热性能、压降控制和当地热应力水平的影响,进而确定空心砖型蓄热单元的基本设计方案,结果表明孔径、孔间距是加热器设计的关键参数,对其它参数、运行性能、安全性具有显著影响,高度选择直接影响出口气流温度水平及其稳定时间,初步设计方案可以很好地满足马赫数6．0试验模拟状态要求。研究结果可为空心砖型蓄热式加热器工程设计和方案评估提供有益的参考。     

自激励式电磁铆接放电电流分析

电磁铆接是一种将电磁能转化为机械能的铆接工艺。传统感应式低电压电磁铆接存在能量利用率低、难以解决高强度大直径铆钉和难成形材料铆钉的铆接等问题。基于自激励式电磁铆接技术,建立放电电流分析模型,通过数值分析与工艺试验探讨自激励式电磁铆接进行大直径铆钉成形的可行性。研究结果表明建立的电磁铆接放电电流分析模型可实现传统感应式和自激励式电磁铆接放电电流分析,分析结果与试验吻合较好;放电能量相同时,自激励式电磁铆接的涡流斥力峰值要远大于感应式的涡流斥力,能有效提高能量利用率,是实现大直径铆钉成形的有效方式;在放电电压为320V时,自激励式电磁铆接可实现直径为10mm的45号钢铆钉的成形,其变形以绝热剪切的方式进行。     

高超声速内转式进气道型面流场重构

内转式进气道流场参数分布不均，为改善该类进气道的气动性能，本文采用数值仿真方法开展了基于型面的内转式进气道流场重构研究。结果表明：流场重构型面中心线对进气道流场结构及流动特性影响较大，在给定偏距/长度与中心线末端斜率的约束条件下，选取合适的中心线起始角能够大幅提高进气道的气动性能，改善流场参数分布。与进气道原型方案相比，流场重构型面中心线10°起始角的进气道方案总压恢复系数、抗反压能力最大分别提升33.7%、26.4%，自起动马赫数下降1.1。随着流场重构型面中心线起始角增大，唇罩激波/侧壁边界层干扰诱发的流向涡减弱、流向涡传输轨迹向唇罩一侧偏移，低能流向唇罩两侧迁移趋势增强。在研究范围内，随着流场重构型面中心线起始角增大，隔离段出口总压恢复系数先增大后减小，自起动马赫数先下降后不变。     

塞锥型面简化与截短对塞式喷管性能的影响

用NND差分格式求解N－S方程，对截短直锥塞式喷管和用特征线法设计的截短型面锥塞式喷管的流场和性能进行了比较。成功地捕获了流场激波、膨胀波及反射压缩波，计算结果与实验数据吻合较好，对不同型面塞式喷管在不同高度下的推力性能和塞锥截短对发动机性能的影响。研究表明，相同长度的截短直锥发动机总推力比型面锥塞式喷管发动机低1％－1.5%；相对30％截短型面塞锥发动机，50％截短型面塞锥发动机的总推力可提高约2.5%。     

飞机框式部件柔性装配型架的研究

飞机框式部件柔性装配是实现飞机柔性装配的关键性技术之一,是数字化技术贯穿于飞机装配的全过程。通过对飞机框式部件的工艺及装配型架制造过程的分析,结合飞机数字化制造技术和自动化技术,提出了飞机框式部件柔性装配型架的设计方法。利用孔定位的方式,确定了飞机框上零件的定位分布位置及柔性布局,为飞机框式部件装配提供了柔性化、自动化和敏捷化的制造思路。     

纵列式直升机悬停飞行品质研究

以适合于飞行品质评价的纵列式直升机非线性飞行动力学模型为基础,根据有人驾驶垂直/短距起落飞机军用品质规范(MIL-F-83300)以及军用旋翼飞行器驾驶品质要求(ADS-33E-PRF),对纵列式直升机悬停开环状态下的飞行品质进行了计算分析.按照两种规范的要求,对纵列式直升机的动态响应特性与带宽、操纵特性与姿态敏捷性、轴间耦合以及横向突风扰动影响进行了分析,最后给出了一些有意义的结论.      

单元塞式喷管结构对性能影响的数值研究

从N－S方程出发，采用二阶精度的NND格式对塞式喷管的流场进行了数值模拟，重点研究了单元喷管的倾角的塞锥的截断长度在偏离设计高度时对性能的影响。结果表明，不管是在低于还是高于设计高度，随着倾角的增加，内喷管对推力的贡献在减小，塞锥和底部对推力的贡献却增大，而侧喷管的最佳倾角却基本相同，都在全长型塞式喷管设计角度附近。截断后的塞式喷管虽然减小了重量，但不管是在低空还是高空，性能均低于全长型塞式喷管，因此增加底部的推力是提高性能的一个重要途径。     

导流板对埋入式进气口进气的影响

埋入式进气口是一种新型的动力装置舱冷却进气方式,传统的流量测量方式难以应用于该型进气口,因此需要借助数值仿真手段对该型进气口的进气性能进行研究。某航空动力装置舱分别采用了2种带格栅的埋入式进气口,其不同在于是否存在内侧导流板。以该型埋入式进气口为研究对象,按1∶1的比例建立三维进气口模型,借助CFD数值仿真软件,对比了导流板对埋入式进气口进气的影响,以及两种进气口的进气规律,其结论为埋入式进气口的优化设计提供参考。     

插件式遥测接收机

嵌入的“插件式”接收机是在遥测接收方面最新的改革之一。这些产品以小形状因素（ＰＣ或ＶＭＥ一个插槽）提供显著的能力和多方面适应性。它们相对普通的遥测接收机而言，在很多应用方面效费比是合算的。本文分析目前可买到的产品的特点、能力和特性以及精典应用。     

塞式喷管推力模型的建立与实验验证

 为了能够方便快捷地对塞式喷管发动机的性能做出准确的预示，通过理论分析，结合塞式喷管的流场特征，提出了一种塞式喷管壁面压强分布的数学模型。在此基础上，分别建立了全长型和截短型的塞式喷管的推力模型。通过与实验的对比分析，模型与实验数据基本吻合，验证了塞式壁面压力分布的数学模型以及在此基础上建立的推力模型，可以作为塞式喷管发动机性能预示的有效工具。     

Godunov型显式大时间步长格式研究进展

综述了Godunov型显式大时间步长格式的研究进展。首先介绍了显式大时间步长格式的概念、分类和优势。然后重点阐述了Godunov型显式大时间步长格式的构造方法、高阶精度推广方法、多维问题推广方法和收敛特性、分辨率及计算效率等性能，展示了其在典型问题中的应用和验证。最后给出了Godunov型显式大时间步长格式研究进一步可能的发展方向。     

国际货物多式运输及其法律问题

现代物流服务相对于传统的运输方式来说,是一个革命性的突破,它实现了海、陆、空、内水及管道等多种运输方式的最佳组合。国际货物多式运输(international multimodal transport)作为一种新出现的运输形态,在其组织形式、合同基础及法律责任等方面都完全区别于传统的国际货物单式运输,因而国际货物单式运输的各现存国际公约都无法完全适用于这一新型运输形态。尤其是在多式运输经营人责任基础和责任范围、各阶段承运人的责任以及多式运输单据等方面,我们必须尽快确定适当的风险责任分配机制,以促进现代物流和国际贸易的迅速发展。     

内乘波式进气道与典型侧压式进气道的性能对比

采用流线追踪技术,基于一种有利于均匀性的基本流场,按内乘波式进气道设计方法生成了一个来流马赫数6.0且进出口形状均为矩形的内乘波式进气道。其设计马赫数、迎风面形状等因素均参照某典型侧压式进气道选取,以便与之对比。CFD计算结果给出了设计状态下该内乘波式进气道与某典型侧压式进气道的流量系数、总压恢复、动能效率等主要性能指标,发现该内乘波式进气道的各项性能参数均略优于侧压式进气道。在非设计马赫数、攻角、侧滑等非设计状态下类似的性能对比研究表明,该内乘波式进气道不仅在设计状态下可捕获98%的来流,而且在各非设计状态下也可捕获91%以上的来流,流量捕获性能优势明显。以上结果证实:实现三维压缩与激波贴口的内乘波式进气道是一种高性能的定几何进气道方案。     

0．66m直径对旋式轴流风机的设计和性能估算

对旋式轴流风机具有压力增益大、效率高、结构简单和轴向尺寸小等优点，但目前还缺乏现成的设计方法可供借鉴，为此笔者提出了一个可行的设计思路及方法，即按照常规单级后扭型和预扭型风机，分别设计对旋式风机的前后两级桨叶，然后修正它们之间的相互干扰。给出了这种 方法的要点。讨论了两级桨叶的负载分配和前后桨叶各参数这间的关系。根据前后两级桨叶绕流过程的不同，重点考虑了它们之间的相互干扰，提出修正干扰的方法。进行风机性能估算，对缩短研制周期、及时修改设计参数、提高设计水平都是很有益的。样机试验表明，风机的设计和性能估算都是成功的。     

线性塞式喷管型面快速设计方法

为了发展一套快速有效的塞式喷管型面设计方法,分析了塞式喷管的总膨胀面积比、内膨胀面积比和内喷管倾角与塞式喷管膨胀能力之间的联系,采用二阶和三阶多项式来分段描述塞式喷管的所有型面曲线,并给出了确定各段型面曲线的方法。研究了膨胀面积比对外形尺寸的影响,设计了两套不同类型的实验塞式喷管型面来进行冷流实验验证。结果表明:所设计的塞式喷管具有很好的高度补偿能力。     

埋入式进气道流场控制研究

针对埋入式进气道总压恢复系统数低、畸变大的特点,提出了利用扰流器对埋入式进气道进行流场控制的方案。通过吹风实验,分析了扰流器的轴向位置、长度、高度、安装角、数目等对埋入式进气道性能的影响。研究结果表明,提出的流场控制方案可以大幅度提高进气道总压恢复和降低流场畸变,总压恢复σ可提高 3.5%以上,流场畸变指数 Δσ可降低 5.4 2 %以上,使埋入式进气道的性能达到可应用的水平,为埋入式进气道流场控制提供理论和设计依据。     

“咽”式高超进气道流动特性及性能分析

采用数值模拟的方法比较分析了一种矩形型面的内收缩进气道和一种椭圆型面的"咽"式进气道的流动特性和性能.这两种内收缩进气道都是以四道平面斜激波三维流场为基本流场,利用流线追踪技术得到的.研究结果表明,该"咽"式进气道对设计状态下的攻角变化不太敏感;在非设计状态下具有较高的流量捕获和压缩能力;另外,由于其浸湿面积小,进气道内附面层增长缓慢,激波与附面层干扰较弱.因此,这种"咽"式流道可作为吸气式高超声速飞行器进气道的一个有利选择方案.