轴承支撑的舵面热模态试验及支撑刚度辨识

对在大气层内及临近空间内长时间飞行的高超声速飞行器，其舵面的模态特性比固支的翼面更加复杂，除了与舵面自身的弹性模量及内部热应力有关外，还受到根部支撑刚度的较大影响，并且支撑刚度还将受到温度的影响。以轴承机构支撑的舵面为对象，考虑温度对支撑刚度的影响，建立了非固支的全动舵面支撑边界条件。通过设计舵面受热相同、支撑部位受热不同的加热工况，辨识出了连接面两侧温升对舵面支撑刚度的线性影响规律，并验证了辨识结果的有效性。结果表明：在舵面受热相同情况下，降低支撑部位的温升，可以有效减少舵面模态频率受气动加热的影响。研究结果可供安装此类舵面的飞行器防热设计参考。     

支撑翼布局客机总体参数对结构重量的影响

针对支撑翼布局客机在总体设计阶段对结构重量分析评估的需求，建立结构重量与支撑翼总体参数之间的定量描述关系。利用有限元分析求解工程梁模型的方法建立考虑静强度和颤振约束的支撑翼结构分析模型，采用全速势方程加边界层修正的方法建立气动载荷计算模型，在此基础上建立支撑翼总体参数与主承力结构尺寸的优化流程，实现支撑翼结构概念设计优化及重量分析。以支撑翼客机为对象的算例研究表明，应用这一优化流程能够分析总体参数对结构重量的影响规律，并实现定量描述，可以为支撑翼布局客机概念方案设计提供技术支持和数据参考。     

十信道邻接型波导多工器

介绍了新型通信卫星邻接型输出多工器的设计方法,依照这种方法研制的十信道输出多工器性能优良,与国际公认技术指标趋于一致。     

大飞机支撑研究评述及先进的支撑系统：大飞机全模试验技术及支撑干…

在归纳、分析国内外近３０年大飞机全模试验技术研究的基础上，提出了选择支撑的原则，扣除支撑干扰的关键。建立了一套完整的试验技术、支撑干扰修正方法。该支撑系统新疑独特，能广泛用于不同布局的大飞机、横向试验，支撑干扰小并可以有效扣除，可连续改变攻角，运转灵活、装拆方便，支撑强度、刚度良好，安全可靠。可推广应用于单独尾支撑不适宜的场合；也可应用于其它高速风洞中。     

高速风洞超大迎角试验技术初步研究

大迎角风洞试验技术是先进高机动飞行器研制必需的关键技术。气动中心发展的高速风洞超大迎角试验技术 ,包括大迎角机构、模型、天平等。 1 .2m风洞超大迎角试验结果与 2 .4m量级的大风洞试验数据具有较好的一致性 ,试验精度基本达到了××标准对小迎角试验精度的要求 ,表明 1 .2m风洞超大迎角试验技术研究获得了成功。     

2.4米跨声速风洞条带悬挂支撑试验技术研究

为提高大型飞机风洞试验时的支撑系统刚度、降低支撑气动干扰以及实现真实船尾后体流动的模拟,在2.4米跨声速风洞中建立了条带悬挂支撑试验系统.主要包括专用试验段、条带支撑机构、控制系统、天平设备、标模及半弯刀尾支撑机构研制等六部分.系统研制成功后,在2.4米跨声速风洞中开展了流场调试及标模试验,分别采用风洞试验和数值模拟方法获取了条带悬支撑的干扰量.在某飞机高速风洞试验中,采用条带支撑系统,获得了飞机模型的气动特性,并与尾撑试验结果进行了对比.以条带支撑为辅助支撑,得到了尾支撑干扰量,与腹撑试验结果进行了对比.研究结果表明,条带悬挂支撑系统具备型号应用条件,同期重复性精度高,在-2°≤α≤2°范围内,重复性精度满足σCL≤0.0012,σCD≤0.00013,σCm≤0.0005,标模试验结果与国外风洞试验相关性较好;条带支撑干扰试验结果与数值模拟吻合较好,低亚声速时支撑干扰量较小,在-4°≤α≤10°范围内,M=0.6时的支撑干扰量ΔCL≤0.005,ΔCD≤0.0008,ΔCm≤0.005.     

腹支撑对飞行器高超声速试验结果影响的数值计算

用数值求解N-S方程模拟翼身组合体腹支撑干扰流场,研究了高超声速条件下腹支撑对飞行器流场、物面压力和整弹气动特性的影响。研究表明,腹支撑支杆对翼身组合体外形气动特性的影响,比我们通常概念中的影响要小得多,原因在于腹支杆不但在支杆附近产生激波,而且支杆的尾迹对后体及后体弹翼附近流场和表面压力带来很大的影响。腹支杆在支杆附近产生的激波对弹体的轴向力和法向力也产生正的影响,而支杆的尾迹对轴向力和法向力产生负的影响,它们之间的相对大小与来流攻角和Mach数有关,因此在一定的攻角条件下,反而引起轴向力和法向力下降。在本文计算外形和来流条件下,腹支杆的存在使α>1.5°以后的轴向力和α>4°以后的法向力反而下降,α<1.5°的轴向力和α<4°的法向力增大。α>1.5°以后由于支杆引起后体弹翼和弹身上载荷的下降,因此压力中心前移。Mach数越高,支杆的影响稍大。     

都江堰的凤凰涅槃

都江堰的凤凰涅磐9月4日至5日,上海市职工第三期"红色之旅"文学创作团在四川都江堰市进行采风学习,该市总工会副主席赖永辉介绍了上海市总工会对口支援都江堰的情况,采风团成员实地观摩了援建工程项目。在党中央的亲切关怀和四川省、重庆市的坚强领导下,在     

小展弦比飞翼亚、跨、超声速支撑干扰研究

通过数值模拟方法研究了小展弦比飞翼标模在0.6、0.9、1.5三个典型马赫数下的支撑干扰特性,分别考虑了近场尾部外形局部畸变和尾支杆干扰及远场风洞中部支架干扰,并基于表面压力系数差异为准则尝试对近场干扰量进行分解。研究得到如下结论:马赫数0.6时,远场支撑阻力系数和俯仰力矩系数的干扰量约占总支撑干扰量的30%,升力系数约占20%;马赫数0.9、迎角2°时,阻力系数远场支撑干扰量占总支撑干扰量的40%,迎角18°时,远场支撑干扰使得涡破裂位置提前;马赫数1.5时,远场支撑干扰可以忽略;基于表面压力系数差异将支撑干扰量分解的方法在亚声速支撑干扰前传明显时不适用,在马赫数0.9、迎角2°时求得近场支撑干扰使得马赫数减小约0.02,迎角减小约0.1°,马赫数1.5时用此法求得马赫数和迎角的干扰量均约等于0。     

套筒式张线天平的研制

根据民机张线测力试验的特殊要求,研制了一台套筒结构形式的张线天平。详细介绍了该天平在研制中遇到的难点、关键技术的解决措施以及研制的结果。天平元件布置在58mm的外套筒上,内杆直径为44mm,外套筒和内杆通过楔块焊接在一起。法向力、俯仰力矩和滚转力矩为拉压变形,横向力和偏航力矩为＂S＂形变形,轴向力为弯曲变形,元件支撑部分受拉压变形且刚度较强。通过对天平进行有限元分析,在法向力和俯仰力矩作用下,得出的应变结果与实际输出基本吻合。风洞试验结果表明：天平设计合理,天平外套筒、内杆及张线支撑系统刚度好,天平各分量测量精度高。