高超侧压进气道前/后掠的数值分析和比较

侧板构型和唇口位置是影响侧压式进气道性能的关键参数。选取了5个具有一定代表性的状态点对前/后掠进气道模型进行了计算和分析,重点比较了当侧板前/后掠时进气道的流量系数、压升、出口气流均匀度等性能。通过对比分析,发现侧板前掠时进气道的流量系数、压升大于侧板后掠结果,且进气道出口流场更均匀。当马赫数较低时,前/后掠进气道性能差别比较明显:同为50%溢流窗,来流马赫数4时,侧板前掠的进气道流量系数比侧板后掠的情形高出7.7%;而当来流马赫数为8.09时,侧板前掠的进气道流量系数仅高2.6%。     

直升机红外抑制器两种进气方式下的实验研究

利用地面模拟试验件通过实验比较分析了两种进气方式对红外抑制器性能的影响。为了模拟直升机前飞和悬停两种状态,在模型上端开口,分别引入旋翼下洗气流和前端进气,对比分析了这两种状态下模型壁面温度和红外辐射强度的大小。结果表明:引入速度为18 m/s的旋翼下洗气流使得模型壁面内外两侧均受到冷却气膜的保护,从而使壁面温度降低了36%;同时再引入流量为0.2 kg/s的前端进气,可使红外抑制器模型在3~5μm和8~14μm的红外辐射强度分别降低为原来的11%和28%。     

某型导弹尾喷流形状的数值模拟

从三维薄层近似N—S方程出发，采用EN0差分格式，对某型导弹层流场进行了数值模拟。计算模拟了飞行马赫数Mα0．8—1．6，海拔高度H＝2km—15km，燃烧室总压为20MPa和40MPa条件下导弹的层流场。计算结果表明与飞行速度相比，海拔高度和燃烧室总压对层流宽度有显著影响。通过对流场结构的分析与测量，建立了层流宽度与上述参数的拟合公式，为工程估算这一类型导弹层流影响边界提供参考。     

进气道设计中的几个工程计算问题

本文对进气道设计中二维斜激波计算、圆唇口总压恢复系数估算、亚音速临界流量系数估算及最小喉道面积的确定等几个工程计算方法进行了改进,以适应在计算机上计算.计算精度满足设计参数选择的要求.     

基于MAV形变控制的鼓包装置几何分布优化

 提出了在微型飞行器(Micro Air Vehicle —MAV) 表面安装鼓包控制装置进行姿态控制的思路,针对某无尾MAV ,研究了单点鼓包凸起对气动力、气动力矩的敏度影响;以此为基础,选择了4 个鼓包控制组及相应候选控制点,利用遗传算法进行了气动、控制学科的并行优化,并对优化设计方案的控制响应特性进行了分析,表明方案可行。     

双模态冲压发动机高超进气道的实验研究

设计了侧压角为6°,后掠角45°,斜楔板压缩角分别为4°和8°的两套带隔离段的高超三维侧压式进气道,通过风洞实验研究了来流马赫数、出口反压、斜楔板压缩角以及隔离段等对进气道性能的影响.实验结果表明,在高来流马赫数及较小的斜楔板压缩角时,进气道的流量系数、总压恢复系数较高.总增压比在不同斜楔板压缩角时基本保持不变.     

流线追踪Busemann进气道设计参数的选择

为了研究型面设计马赫数、唇口偏移量对流线追踪Busemann进气道设计点性能的影响规律,寻求最佳性能的进气道,对设计马赫数为6,具有不同型面设计马赫数和唇口偏移量的流线追踪进气道进行了数值模拟。研究表明:选取低于马赫数6的型面设计马赫数,可获得较高的流量系数和增压比,而其压缩效率并不低;进气道唇口偏移量增大,会导致流量系数、增压比变小,但却有利于减小进气道内的分离程度,还会影响隔离段内的流动,因此唇口偏移量的选取需要综合考虑。     

基于多智能体的多机型协同作战决策系统模型研究

多机型协同作战决策系统开发是一项很复杂的工程,各组成要素之间的活动很难进行定量分析和描述,战场情况也复杂多变,具有不可预见性和不可再现性。文中基于目前多机协同作战仿真的发展现状,运用多智能体(Multi-agent)技术,提出了多机型协同作战复杂系统分析与设计决策仿真模型;介绍了运用群建模和开发工具对基于Multi-agent的多机型协同作战决策系统仿真的实现。     

后射导弹对空战对策及航空技术影响研究

以“二车对策”为数学模型，采用从定性微分对策理论发展来的“GR区”法，研究了装备有前向发射和后向发射两种空空导弹的战斗机与只装备了前向空空导弹的战斗机之间的一对一空战，并进行了数值仿真，仿真结果表明，前者比后者明显占有优势，最后，分析了后射空空导弹对航空技术的影响。     

自动相关监视及其数据链的标准

本文介绍ＡＤＳＰ所制订的文件“ＡＤＳ指导材料”，全文分ＡＤＳ定义、功能目标、基本要求、报告格式、通信合同、数据链的初始化、运行要求，字场组成、示例等方面。最后说明其优点和保留意见。