飞行器大攻角升沉平移

为了测量由升沉和平移加速度(和)产生的导数,进而将组合动导数分开,来改善飞机飞行特性的预测效果,中国空气动力研究与发展中心低速所开展了大攻角升沉平移加速度导数测量技术研究工作.采用刚性强迫振动法,研制了试验装置,测量了由升沉平移加速度产生的动导数和"静导数".给出了升沉振动试验在振幅为60mm,频率为1.0Hz、1.5Hz,α=0～45°,Re=0.76×106情况下的典型试验结果.小攻角情况下,Cm为负值,是动稳定的,且随攻角变化不大,而在大攻角情况下,由于非定常气动力的作用,Cm变化剧烈而且出现动不稳定.从典型试验结果看,该技术是成功的,所获数据是合理可靠的.     

再入体动导数试验技术

外形短粗、飞行姿态复杂，其动导数量级很小的再入体模型，安装在新研制的尺寸小、厚度薄的整体结构之天平元件上，天平与层支杯相连，由气动活塞推动拨杆，经过拨螺钉撞击模型上的模块并驱使模型作自由振动，从而测量了大攻角（α=0～180°）俯仰、偏航及滚转动导数。10°钝雄模型动校及再人体动导数试验结果与国外类似的数据吻合。     

烧蚀端头锥模型激波风洞试验研究

介绍了在激波风洞中用压电天平进行1m量级烧蚀端头大模型五分量气动力试验研究情况。试验目的是测量出烧蚀端头模型的Cm0和Cn0,以期为端头烧蚀模型的Cm0和Cn0换算到全尺寸飞行器下提供试验依据。针对设计部门关心的Cm0和Cn0测量,在天平设计上采取了粗短主体结构另配支杆的方式;在风洞试验中采用正负攻角等较为有效的方法。风洞试验主要结果如下:烧蚀变形对锥模型轴向力影响较大,对其余的气动力分量影响值较小。在0°攻角下Cm0为10-4量级,Cn0为10-3量级,配平攻角约为0.028°。由此表明:激波风洞压电天平能够测量该烧蚀端头模型的小Cm0和Cn0。     

1.2m 风洞大攻角动导数试验技术

介绍了１．２ｍ风洞攻角达３０°的动导数试验装置与测量系统以及在１．２ｍ风洞中对标准动态模型（ＳＤＭ模型）所作的一系列试验结果。试验的马赫数为０．６～１．２，攻角为０～３０°，振动频率为８～１４Ｈｚ，试验雷诺数为１．２×１０７～２．３×１０７／ｍ。试验所得的阻尼导数包括俯仰、偏航、滚转及滚转引起的偏航动导数随马赫数和攻角的变化表现出明显的非线性，而减缩频率的影响并不显著。天平与测试系统的重复性精度小于１５％。试验结果与国外文献数据具有很好的一致性。     

一种新颖的侧滑振动导数实验技术

北京大学低速风洞中采用一种新的测量侧滑振动导数的原理和技术，它利用同一强迫振动装置，更换少许运动转换件和支杆，实现五种单自由度强迫振动，由六分量天平和相关滤波仪器测量出全部组合导数和下洗时差导数，而侧滑振动导数是通过对应的侧滑－滚转振动与演转振动测出的组合导数之差得到的。本文给出了某教练机大攻角侧洗时差导数的典型结果。     

96型低速大攻角动导数试验系统

介绍了一套用于气动中心低速所４ｍ×３ｍ风洞或Φ３．２ｍ风洞的大攻角动导数试验系统。对该系统的激振装置、测试系统及主要性能进行了描述，并对典型试验结果进行了分析讨论。采用自动化程度高、较模拟式仪器可节省大量风洞运行时间的全数字化测试系统，能提供包括阻尼导数、交叉导数和交叉耦合导数在内的全部组合动导数以及由α．和β．产生的动导数和静导数，数据具有较高的精度。     

飞行器纵向阻尼动导数直接测量实验研究

介绍了新研制的“FL-8风洞大幅升沉和俯仰耦合振荡实验系统”及采用该系统产生纯俯仰运动测量飞行器纵向阻尼动导数的试验技术，给出了部分试验结果。实验结果表明，阻尼导数和时差导数在中、大迎角时存在明显的非线性耦合，采用纯俯仰运动直接测量的阻尼导数在整个迎角范围内都是合理的。     

短钝外形飞行器自由振动动导数试验技术

为研究短钝外形飞行器的动稳定特性,基于自由振动动导数试验方法在1.2 m量级亚跨超声速风洞中建立了动导数测量试验技术。通过新设计的弹性铰链和轴承铰链解决了短钝外形飞行器弹性支撑和低频振动模拟问题。利用新建立的试验装置研究了马赫数、迎角、减缩频率对动稳定特性的影响。在短钝外形飞行器气动力特点下,新设计的弹性铰链能够满足模型支撑和振动需要,轴承铰链的支撑方式可以在风洞中模拟接近实际减缩频率的振动。在亚跨超声速风洞中完成了某短钝外形飞行器俯仰动导数的测量,获取了俯仰动不稳定状态点,为此类飞行器的动稳定特性研究提供了试验基础。     

布撒器气动特性分析

为了确定布撒器的气动特性 ,在中国空气动力研究与发展中心高速所 0 .6m× 0 .6m风洞中进行了 1 :7缩比模型常规测力试验。实验结果表明 :在实验攻角下 ,布撒器横向稳定 ;在小攻角下布撒器呈方向静安定 ;如果俯仰舵偏为可用偏转角度的一半 ,布撒器纵向最大配平攻角约为 4°～ 6°之间 ;如果采用全部舵偏 ,布撒器在所有实验攻角下均可配平。     

风洞模型自由翻滚实验动导数辨识方法

用笔者发展的从风洞模型自由翻滚实验数据获取动导数的最大似然辨识方法仿真的算例表明 ,动导数辨识结果受测量误差、测量噪声以及静态俯仰力矩系数非线性的影响很小 ,而常用的动导数估算方法所得结果受其影响较大。最后 ,采用最大似然辨识方法处理了某飞行器模型风洞自由翻滚实验数据 ,获取了该飞行器在M =4.0和M =6.0下 0°～ 1 80°振幅范围的动导数     

跨声速风扇转子叶尖间隙效应的数值研究

对某三级跨声速风扇第一级转子带叶尖间隙的三维流动进行了数值模拟,分析了6种不同叶尖间隙下转子的性能和失速裕度,发现转子在无间隙时总压比和等熵效率最高。随着叶尖间隙的增加,峰值等熵效率一直降低。当间隙很小时,叶尖间隙的变化对效率的影响并不是很明显。而转子的失速裕度与叶尖间隙的大小并不存在单调的关系,在0.434%叶尖间隙弦长比时达到最大值,此时的等熵效率和压比均很高,说明存在着最佳间隙。     

汽车气动力计算

用Ｆａｖｒｅ平均ＮＳ方程和Ｂ／Ｌ代数湍流模型对Ｓａａｂ９００汽车绕流流场进行了数值模拟，给出了汽车绕流流场的基本特征，探讨了车速对绕流流场，如车尾流动分离点，尾涡及汽车的阻力特性的影响，并建立了尾涡长度与汽车阻力系数之间的关系。     

航天器视场遮挡分析方法研究

敏感器视场遮挡分析是航天器构型布局设计的重要组成部分，针对大型在轨变构型航天器敏感器视场遮挡分析工作量大、出错率高、遮挡率无法量化等特点，本文提出一种基于敏感器第一视角的视场遮挡快速分析方法。该方法通过设置第一视角图像蒙版及图像映射，模拟方锥形、圆锥形、球形等各类敏感器视场，通过逐个像素比对，计算视场遮挡率和遮挡方位。使用此方法建立了空间站敏感器视场遮挡分析系统，结果表明新方法能够显著提高视场遮挡分析效率和准确率，并且为机构类部件运动过程对敏感器视场遮挡的分析提供了有效工具。     

Kevlar缝线捻度对缝合复合材料力学性能的影响

缝合技术作为整体成型低成本制造技术已在航空领域得到广泛应用。缝合过程中使用的缝线需要加捻提高使用性能。缝线捻度对缝线自身的性能和缝合织物增强复合材料的力学性能均产生影响。本文以缝合中应用最多的Kevlar缝线为研究对象，通过实验研究不同捻度Kevlar缝线的渗透率和断裂强度， 同时研究不同捻度缝线在链式和锁式两种不同缝合方式中对缝合复合材料拉伸性能、弯曲性能和层间剪切性能的影响。通过实验结果来确定缝合中使用的Kevlar缝线的最佳捻度。     

某型涡轴发动机起动电磁活门检测仪设计

为了在不试车、不试飞的条件下,检测某型涡轴发动机起动电磁活门的工作性能,设计了某型涡轴发动机起动电磁活门检测仪,给出了主要功能、组成和工作原理。试验结果表明,该检测仪性能稳定、可靠性高、维护方便。     

感受生命的崇高--谈谈《野草》的悲剧精神

鲁迅先生的《野草》是1924年至1926年的心灵咏叹,也是世界散文诗三大里程碑之一,它以其深刻独异的风格享誉世界,又因其含蓄、怪丽令人难以透彻理解。本文试从美学的悲剧美的角度探讨诗集的主要精神及其意义。文章从反抗绝望、孤独的心灵、严格的自我解剖三个方面阐明了鲁迅先生对生命的思考、对历史责任的认识、对人生的反省,从而揭示了《野草》中蕴含的崇高美。     

一类逆风ENO线方法的构造及其对Euler方程的应用

本文利用ENO(essentially-non-oscillatory)插值思想,对非线性双曲型守恒律=0提出了一类逆风ENO线方法,使用这种格式其计算量比C.Shu在文[6]中提出的通量分裂方法明显减少,进而同Runge-kutta时间离散相结合,提出了时空高精度差分格式。本文还把这类方法推广到方程组并用于计算Euler方程组的黎曼问题和拟一维喷管问题,得到了比较满意的数值结果。     

氧化钇对不锈钢焊条发红性能的影响

通过用ｄ５０法测定焊条熔滴尺寸以及用高速摄影法观察熔滴过渡形态，探讨了氧化钇（Ｙ２Ｏ３）对不锈钢焊条发红的影响。试验结果表明随着Ｙ２Ｏ３含量的增加，熔滴尺寸细化并呈喷射过渡。适量的加入Ｙ２Ｏ３将使焊条发红明显减轻并获得满意的工艺质量。     

江西省呼吸道疾病发病率的气象特征分析

收集整理南昌市四家大型医院的1996—1999年期间呼吸道疾病的住院病例资料9081例，发现：呼吸道疾病多发于3、4月份。对疾病资料进行10天平滑处理和标准化处理，并从气候学角度划分四季。分别建立气候学角度春、夏、秋、冬四个季节的疾病与气象要素之间的10天预报回归方程，应用此方程计算江西省所有县市1971-2000年逐旬的呼吸道发病率分布情况，得出：江西省呼吸道疾病的发病率最高峰是每年的3月上旬～4月中旬，最低谷是9月上旬-11月上旬，而且呈现了北低南岛的特点。     

航天器液体晃动动力学的研究方法概述

液体晃动是一个在充液航天器总体设计中必须考虑的问题，本文概要地介绍了研究液体晃动问题的理论分析与试验方法，着重介绍了几种模拟液体大幅晃动的数值仿真方法。