用空间推进法求解钝锥三维粘性绕流

本文将文献〔１〕中提出的方法推广应用于三维可压缩Ｎ－Ｓ方程，方中给出了钝锥超声速三维粘性绕流的结果。得到了背风面分离的流动图画，计算结果与实验相吻合。     

机翼及振动襟翼的非定常气动力计算

 <正> 1.引盲 研究细长翼及其前缘襟翼大幅度振动所引起的气动力,有助于了解非定常流的一些特点,对未来高机动飞机的设计和飞行控制也有重要意义。计算这种情况的气动力,因涉及大尺度非定常分离流问题,需要能模拟自由涡面变化的位流方法,如常值偶极子格网法〔‘、涡格法山。〕和混合涡法〔‘〕。这些方法及其应用还在发展中〔,,。〕。为拓展位流方法的应用范国,本文就涡格法对单、双三角翼带振动前缘襟翼的气动力进行了探讨     

任意曲线、流面座标系中超音速三维流的一般特徵关系式

在参考文献[1]中推导出了流面座标系中的特征方程及沿双特征线的物理量变化关系式,但在该文中只求得在ξ~3=C~3和ξ~2=C~2流面内沿四条双特征线的物理量变化关系式。没有求得沿非流面内双特征线的变化关系式。本文推导得任意曲线座标系内的特征方程及沿任何一条双特征线的物理量变化关系式,并也推导得流面座标系内沿任何一条双特征线(可以是在非流面内)物理量变化关系式。所求得的结果如退化为笛卡尔座标系与参考文献[2]中的结果完全一致。     

液体燃料火箭发动机性能可靠性的统计评定

 一批液体燃料火箭发动机的性能指标X是。N（μ,σ）,σ²=σ_A²+σ_E²,σ_A²是发动机性能的台间方差,σ_E²是台内方差。设计要求是“μ∈[μ_L,μ_U]、σ≤B”。本文提供了根据发动机的试验数据,能否以置信度γ,判定批产品性能满足设计要求的方法。     

直射式喷嘴跨流喷射的雾化特性试验研究

 应用Malvern激光测雾仪在气流速度50～150m/s,供油压力（1.1～4.2）×10⁶Pa,喷嘴直径0.5～0.9mm,喷嘴下游距离60～250mm参数范围内对直射式喷嘴跨流喷射的雾化特性进行了研究。根据试验结果得出了相应的经验关系。     

用螺桨-吊舱相关法设计和分析桨扇

本文用螺桨-吊舱相关分析法对桨扇进行设计和分析。用曲线升力线代表桨叶,并且考虑吊舱存在的影响;方法采用尾迹位于流面上的假定。对叶尖段进行跨音修正,对根部应用叶栅最佳损失攻角加以考虑。设计和分析的结果与文献〔2〕的计算和试验结果作部分比较,证明了本法的合理性和有效性,可以应用于桨扇的初步设计和性能分析中。     

离子注入提高铜合金耐磨性的初步研究

 本文对ZQSn10-2-3锡青铜表面状态为镀银和未镀银的两种样品,分别采用N₂⁺离子注入及（Ag+N₂⁺）离子束混合技术,进行表面改性,提高其耐磨性。并且用背散射装置、离子探针和扫描电镜对离子注入层进行了测试与分析。试验结果表明,离子注入及离子束混合样品,抗磨损能刀明显提高。     

机翼和叶栅非定常流的Kutta条件

本文在现有的实验研究和数值计算的基础上，对经典Ｋｕｔｔａ条件在非定常流动中的适用性作了进一步探讨，并对文献〔１，２〕中提出的一种新的Ｋｕｔｔａ条件－Ｇｉｅｓｉｎｇ－Ｍａｓｋｅｌｌ（Ｇ－Ｍ）模型进行了分析与比较，本文给出了二维振荡机翼和叶栅绕流的变域变分有限元解法中Ｋｕｔｔａ条件的处理方法。本文旨在为机翼和叶栅非定常绕流的数值计算提供更合理可靠的尾缘边界条件。     

紧凑拉伸试样应力强度因子的统一公式

 本文通过简单的力学分析,导得了紧凑拉伸试样应力强度因子的统一的表达式（公式（5）,（7）,（8））,可以适用于相当宽的H/W和a/W的范围,与边界配置法结果相比,误差小于1％（大多数数据的误差小于O.5％）。 本文采用的基本函数K_b和K_s,均为Srawley^[1、2]等用边界配置法得到的结果拟合而求得的。在拟合过程中发现文献[1、2]内有五个数据异乎寻常,证实了文献[3]中重新计算的结果。 利用本文的表达式还可以方便地计算试样的柔度,结果也是令人满意的。     

粗糙壁热交换实验研究

 本文介绍了来流马赫数5的条件下,典型球锥模型的粗糙壁热交换实验结果。模型头部半径R为27.4毫米,底部直径D为60毫米,对五个不同粗糙度的模型进行了实验。模型表面粗糙颗粒直径d分别为0、0.3、0.5、0.7、0.9毫米。风洞前室总压P_t为10～45公斤/厘米。,相应的来流雷诺数R_eD为（O.8～3.6）×10⁶。 实验结果表明:光滑壁模型表面是层流加热,驻点热流与层流理论计算值较一致。粗糙度的影响,在低总压条件下（10公斤/厘米）主要在于促使边界层的转捩和发展。随着风洞总压的提高,物面静压和局部雷诺数的相应增大,粗糙度对热流的影响才明显增强,而严重的区域在端头。在实验最大粗糙度和最大总压条件下（d=O.9毫米、p_t=45公斤/厘米。）,除驻点值外,热流与光滑壁层流驻点值相比(q_i/q_so)的峰值在音点区域且接近4,而在驻点,此模型有别于其它模型,较为特殊,比热流最大值接近6,看来这可能与驻点局部外形变化有关。     

先进舰载战斗机强度设计技术发展与实践

舰载战斗机是航空母舰上的主要武器,为满足舰面起飞、着舰和停放等要求,舰载机需围绕起落架系统、拦阻钩系统和翼面折叠系统等"特征结构"进行设计。先进舰载战斗机着舰冲击能量是陆基飞机的6倍以上、拦阻带来的水平载荷超过陆基飞机的15倍,因此特征结构的高载荷对强度设计提出了更高的要求。围绕舰载机"特征结构"及"特征载荷",开展了主要的设计工作,包括："特征载荷"计算,即起落架载荷、拦阻载荷和折叠载荷计算;"特征结构"的强度设计及试验验证,包括起落架系统、拦阻系统、翼面折叠系统的动力学仿真计算、静/疲强度分析、折叠翼面的非线性颤振分析以及综合试验验证;"特征载荷"对其他机体结构强度的影响分析,包括着舰载荷对起落架支撑结构强度的影响、拦阻载荷对后机身支撑结构强度的影响、拦阻着舰的全机动力学响应以及着舰载荷与拦阻载荷的共同作用对全机结构强度的影响;体现舰载机"特征结构"强度特点的试验验证方法等。上述研究成果已成功应用于先进舰载战斗机设计中。     

空间凸三角网上的光滑二次插值

二次曲面（锥面、椭球面、抛物面等）是人们最熟悉的曲面类型,它在飞机机身的外形设计及体素拼合等方面都有广泛应用,但用二次曲面来插值一组给定的空间散乱数据却比较少见。本文提出一种空间凸三角网上构造分片光滑插值曲面的方法,它具有所需顶点信息少,计算方便等优点。     

表面热流可辨识性初步分析

表面热流的可辨识性分析可用于飞行器防热层内温度测量精度和测温点位置的确定,在工程上有较强的实用意义。从无量纲分析和仿真辨识出发,根据防热层材料热物性系数、测点位置、表面热流的频域特性等参数对表面热流辨识结果的影响规律,总结出了表面热流辨识问题的相似参数：基于表面热流频率参数的傅立叶数。此后,以这一傅立叶数为判据,针对不同测量误差值的情况初步建立起了表面热流可辨识性的准则和分析方法。     

传递矩阵-直接积分法及其应用

本文提出了借传递矩阵法建立“特征盘”的运动方程,然后借直接积分法求解,用以求转子-支承系统的临界转速、振型、不平衡响应、及稳定性分析的方法。导出了在考虑其本身的转动惯量、质量、剪切应力影响下的轴段传递矩阵。以实例说明了借传递矩阵法建立“特征”微分方程组的过程。计算与实测了一个模型转子-支承系统的不平衡响应、临界转速及振型,二者基本吻合。     

脊状表面航行器模型减阻特性的水洞实验研究

通过水洞实验研究具有横流方向的脊状表面航行器的阻力特性。运用三分力天平,分别对光滑表面航行器模型和脊状表面航行器模型在零迎角、不同水速下进行阻力测试,得到其减阻特性曲线。实验结果表明,脊状表面航行器模型具有很好的减阻效果,减阻量与脊状结构的特征尺寸、间距以及来流速度有密切关系。在实验工况内,最大减阻量达到11.7%。     

超疏水表面减阻水洞实验及减阻机理研究

针对超疏水表面功能材料在流动减阻方面的潜在应用,通过水洞实验研究了具有超疏水表面航行器模型的阻力特性,获得了其减阻特性曲线,并得到了超过20%的减阻效果。对超疏水表面进行了表面能特性和滑移特性分析,认为表面组分中的疏水基团和表面微观结构分别导致了超疏水表面的低表面能效应和壁面滑移效应,两者是超疏水表面具有减阻作用的直接原因。     

碳/碳复合材料与硬铝切削表面三维测量对比研究

针对各向异性复合材料切削表面粗糙度的测量与评定是国内外急待解决的问题，采用Talyscan150表面粗糙度测试仪对C／C复合材料和硬铝（LY12）切削表面粗糙度进行三维非接触测量。通过三维评定参数的对比，研究了C／C与LY12的切削表面粗糙度。结果表明：采用二维评定参数评定C／C的切削表面粗糙度将丢失表面的许多信息，三维评定参数可以更全面、更真实地表达复合材料切削表面粗糙度的特征。C／C切削表面和LY12切削表面在峰态分布以及表面纹理方面具有较大的差别。与LY12切削表面相比较，C／C切削表面有更多的深谷，而且表面没有明显的切削进给波纹。5q参数比5a参数能更好地表达复合材料切削时的纤维拔出与纤维露头的特征。     

跨音涡轮叶栅计算机辅助设计

 本文介绍了一种跨音涡轮叶片造型、气动设计的计算机辅助设计方法,它是“涡轮叶片一体化CAD系统”的核心环节之一。对应用该方法设计的大负荷斜切口叶背反凹叶型作了叶栅吹风试验,获得了很好的超音叶栅性能,但亚音工况叶栅性能略受影响。     

基于激光的便携式飞机装配接缝质量检测仪及应用

介绍了一种基于激光的便携式接缝质量检测仪的工作原理及硬件组成。使用该检测仪对飞机缝隙和台阶阶差进行了测量,通过与人工测量进行对比验证,证明了该装置可实现对特征三维信息的快速自动检测,工作准确可靠。     

机动弹头气动布局的一种新思路

常规的全动舵面机动弹头在再入飞行过程中,舵缝隙和舵轴附近的热环境特别恶劣,舵轴在承受巨大的弯扭力矩的同时,还必须解决所面临的严重的烧蚀防热问题,舵的设计往往成为影响弹头技战术性能的严重制约因素.本文提出了一种新型伸缩舵面机动弹头气动布局设计新理念,避免了普通全动舵面布局方案中舵轴设计面临的严峻的热环境和力环境等问题,而且还可以只通过这两片舵面实现对弹头的姿态和升力大小及方向的控制,从而实现对弹道的三维控制,是一种很有前途的机动弹头布局新思路.