飞机动力学和操纵性临界现象

叙述了飞行试验实践中飞机动力学和操纵性方面最典型的临界现象,分析了这些临界现象产生的原因,简述了飞行试验确定这些临界现象某些特性的方法,并提出了改善和预防这些临界现象的方法和描施。     

危险的飞行心理态度(上)

细究飞行事故,许多情况下,能够发现"侥幸"、"冲动"、"逞能"、"反权威"和"顺从"等危险的飞行心理态度在作祟。本文将逐一对这些危险心理进行剖析,以期帮助飞行员了解自己的本能,唤醒自己对这些危险态度的警觉。同时,希望飞行员要牢记每一种危险态度的改正方法,以便在需要时,这些方法能自动映入脑海中。     

参数识别技术在试飞数据处理和分析中的应用

一、引言飞机飞行试验工程师的一个重要任务是从飞机对已知操纵输入的响应获得作用在飞机上的空气动力和力矩。过去进行讨论这一课题的国际专家会议和许多已经发表的描述计算机程序的论文或已获得的结果表明,过去几年期间在分析技术方面有许多重大的进展。与以前所用的图解法和模拟方法相反,这些方法本质上都是数字方法。许多己发表的论文在介绍这些方法时都假定读者已具有控制理论和统计学理论方面的知识。虽然最后所得到的这些方程都很简单,但要理解它们的意义确未必容易。本文试图用空气动力学工作者和飞行力学工作者比较熟悉的术语叙述这些方法的基本原理,因为对于这些方法的计算机程序的用户来说,了解所作的假设是重要的。本文还介绍了基本方法的各种可能的改进,其中包括把卡尔曼滤波应用于分析紊流中所获得的试飞数据。本文还讨论了各种方法的优缺点、介绍了所获得的某些典型结果,包括各种潜伏着的困难的响应类型。大部分探索性的理论工作都是美国有关研究机构开拓的,西欧各国也做了卓有成效的工作。     

落体法测定转动惯量

利用地球重力场可以测定转动惯量，我们称这种方法为落体法。文中介绍了两种落体测量方法，说明了它们的作用原理及其它有关问题。这些方法的测量不确定度为５％。利用这些方法可以测量质量未知物体的转动惯量。     

大气温度对发动机的影响及其修正

对相似原理造成的误差进行了分析,给出了修正这些误差的方法,并采用这些方法,运用新的性能参数换算公式,对军用某型涡扇发动机做了大气温度对发动机特性影响的计算。计算结果表明:随着温度的增加,流量减小,压气比减小,因而推力减小,耗油率增加。     

单片机系统多串行口设计技术研究

介绍了常见的单片机多串行口设计方法,在分析这些方法优缺点的基础上给出了应用时的选择原则。     

企业兴衰与流行理论

管理理论与方法 ,就像时装 ,有着辉煌期与衰退期。只有少数的管理理论与方法能流传下来 ,但若一成不变地套用这些理论与方法 ,将会给企业造成严重损失。我们应对新的管理理论与方法有一个正确的认识。研究表明 ,几乎所有的管理理论在刚一出台时 ,都会经历一段短暂的辉煌期 ,大量的书刊对其争相报道 ,学校也把它列入教程 ,管理专家更是迫不及待地把它推销给有意导入的公司。但是 ,不久以后 ,这些理论与方法的局限性就暴露出来了 ,已采用这些理论的公司也因此蒙受损失。我们不应把过去成功的事件视为法宝。相反 ,若去寻求改变 ,甚至采取违反常…     

基于蒙特卡罗模拟的导弹分离边界计算方法研究

机/弹分离轨迹受到诸如弹射力、分离高度、分离速度等因素的影响,如果要同时考虑这些因素的影响,无论是对CTS实验还是CFD计算都是一个庞大的任务,但这些因素又不得不考虑,否则难以确定导弹的分离边界。这些对分离轨迹产生影响的干扰量,在本文中采用蒙特卡罗方法进行模拟。本文首先用类似网格测力的方法建立气动力数据库,然后采用刚体六自由度运动方程进行轨迹计算,考虑各因素的干扰量,最终获得分离边界。     

论加速可靠性增长试验 (Ⅶ )步进应力试验方案的统计分析

对幂律-线性化模型步进应力加速可靠性增长试验方案，给出了模型参数，加速系数及MTBF的极大似然估计，极大后验估计，Bayes估计及其计算方法，对这些方案给出了Monte Carlo模拟方法，并用数值例说明了这些方法。     

镁合金表面保护膜的研究

介绍了镁合金表面形成保护膜的化学转化、阳极氧化、微弧氧化、电镀和化学镀这些表面处理方法的研究情况。通过对这些方法中化学处理溶液的性质、工艺特点以及膜层性能进行分析，指出了各方法存在的问题以及今后研究的方向。     

多级轴流压气机失速边界预估

本文提出了两种预估多级轴流压气机旋转失速边界方法。前者把关于单叶排的半经验准则推广至多级压气机。取前一级的出囗条件为后一级的进囗条件 ,每级进行类似运算 ,对比各级的失速起始流量来判别多级压气机的失速起始边界。预估结果得到了实验验证。后者以小扰动理论为基础 ,应用非定常二元不可压流的流动模型 ,导出了双级轴流压气机的旋转失速起始判别准则。利用 Newton- Raphson方法求解特性方程根据设计的程序完成了几个实例的理论估算。预估值和实验值的吻合证实了理论分析的可靠性。并对比不同情况下衰减因子的变化规律 ,分析了各叶排损失随进口相对气流角的变化趋势。上述两种方法均适用于亚、跨音速压气机旋转失速边界的预估     

预测轴流压气机工作稳定性的非线性模型

建立了预测轴流压气机工作稳定性的非线性模型,采用有限差分数值模拟单转子和一台三级轴流压气机旋转失速的形成和发展过程,预测失速特征参数。由于合理地考虑了失速流动的非定常和非线性因素的影响,大多数失速特征参数的预测结果与试验测量值相符。     

多叶排旋转失速起始的研究

以小扰动理论为基础 ,应用非定常、二元、不可压流的流动模型 ,推导了任意级轴流压气机的旋转失速起始判别准则通式。通过三个矢量方程组 ,系统地归纳了小扰动理论应用于多排叶片时各待定系数的关联方程。利用所设计的计算机程序 ,完成了对多级轴流压气机旋转失速起始边界的理论估算。与叶排特性的预估方法相结合 ,提出了一种较完整的理论估算失速边界的方法。理论值和实验值的吻合 ,证实了理论分析的可靠性。对比计算结果 ,讨论了失速团数目和级间轴向间距这些待定参数对预估结果的影响     

压气机转子通道内尖区三维平均流场

在低速大尺寸压气机试验台上，借助旋转四坐标全电动探针位移机构，用锥形五孔压力探针分别测量压气机设计状态和近失速状态转子通道内尖区的三维平均流场，揭示压气机转子通道内尖部的流动结构及其变化     

Experimental investigation on SPS casing treatment with bias flow

Generally, casing treatment（CT） is a passivity method to enhance the stall margin of fan/compressor. A novel casing treatment based on the small disturbance theory and vortex and wave interaction suggestion is a method combining passive control and active control, which has been proved effective at enhancing the stall margin of fan/compressor in experiment. In order to investigate the mechanism of this kind of casing treatment, an experimental investigation of a stall precursor-suppressed（SPS） casing treatment with air suction or blowing air is conducted in the present paper. The SPS casing treatment is designed to suppressing stall precursors to realize stall margin enhancement in turbomachinery. The experimental results show that the casing treatment with blowing air of small quantity can improve the stall margin by about 8% with about 1% efficiency loss. By contrast, the SPS casing treatment with micro-bias flow does not improve the stall margin much more than that without bias flow, even worse. Meanwhile, the present investigation has also attempted to reveal the mechanism of stall margin improvement with the casing treatment.It is found that the stall margin improvements vary with the modification of the unsteady shedding flow and the unsteady wall boundary impedance. The experimental results agree fairly well with the theoretical prediction using a flow stability model of rotating stall.     

跨音叶栅非定流场数值模拟

本文将二维平面振荡叶栅的非定常流场分解为定常平均流场和以简谐振荡为运动规律的非定常小扰动的叠加 ,分别求解定常的 N- S方程和非定常线化 N- S方程 ,能对不同分离形式进行数值模拟 ,有效地处理分离流动。计算结果表明 ,非定常分离、粘性效应和跨音激波对叶栅气动弹性稳定性有极其重要的影响 ,并且说明分离区内的脉动压力对叶栅振荡的响应只比分离区外低一个数量级 ,因而在处理非定常分离流动时不能简单地将分离区内的压力脉动视为零。     

Computational prediction of airfoil dynamic stall

The term dynamic stall refers to unsteady flow separation occurring on aerodynamic bodies, such as airfoils and wings, which execute an unsteady motion. The prediction of dynamic stall is important for flight vehicle, turbomachinery, and wind turbine applications. Due to the complicated flow physics of the dynamic stall phenomenon the industry has been forced to use empirical methods for its prediction. However, recent progress in computational methods and the tremendous increase in computing power has made possible the use of the full fluid dynamic governing equations for dynamic stall investigation and prediction in the design process. It is the objective of this review to present the major approaches and results obtained in recent years and to point out existing deficiencies and possibilities for improvements. To this end, potential flow, boundary layer, viscous–inviscid interaction, and Navier–Stokes methods are described. The most commonly used numerical schemes for their solution are briefly described. Turbulence models used for the computation of high Reynolds number turbulent flows, which are of primary interest to industry, are presented. The impact of transition from laminar to turbulent flow on the dynamic stall phenomenon is discussed and currently available methods for its prediction are summarized. The main computational results obtained for airfoil and wing dynamic stall and comparisons with available experimental measurements are presented. The review concludes with a discussion of existing deficiencies and possibilities for future improvements.     

低雷诺数下跨声速压气机转子失速工况时流动失稳触发过程研究

采用非定常数值方法模拟了低雷诺数条件下NASA Rotor 37跨声速压气机转子内部流动失稳机制.结果表明,随着压气机失速工况的推进,附面层径向涡不断扩大和增强,由附面层径向涡引发的叶顶附面层分离阻塞区不断向叶片前缘移动,直至与叶顶压力面前缘附近由激波和间隙泄漏流诱发的阻塞区相结合,使叶顶通道来流完全被阻塞,最终触发压气机流动失稳.     

压气机转子内尖区近失速状态三维流场

在低速大尺寸压气机实验台上 ,借助于旋转四坐标探针位移机构 ,用锥形五孔探针测量了压气机近失速状态下 ,转子叶片通道后段尖区内的三维流场。测量结果表明 ,吸力面附面层径向潜移强烈 ,并出现气流分离 ,在尖区的近吸力面区域形成一个旋涡 ;压力面角区存在刮削涡 ;在叶尖槽道中部 ,吸力面角区附面层与压力面角区附面层气流掺混 ,造成高损失和高阻滞。所有这些构成了尖区的复杂流动     

三维旋转效应对桨叶气动特性影响的计算

在旋转的作用下,流动分离向下游延迟,结果大大改变了风力机桨叶的气动特性,这种由旋转所带来的影响被称为三维旋转效应。本文以桨叶表面边界层理论分析的结果为基础,给出了三维旋转效应对气流分离影响的解析关系,将其与非定常气动和动态失速模型相结合,并适当考虑旋转条件下桨叶翼型载荷的分布特性,使其能计算三维旋转效应下风力机桨叶的非定常气动特性.通过算例表明,当这一三维旋转效应模型与非定常动态失速模型耦合后再计算桨叶非定常气动特性时,能大大改善计算结果。