激波风洞7°尖锥边界层转捩实验研究

高超声速边界层转捩对摩阻、传热等有重要影响，飞行器的研制迫切希望能精确预测和控制边界层转捩。在JF8A激波风洞中开展了7°半锥角的高超声速尖锥边界层转捩实验研究，利用响应频率达到1 MHz量级的高频压力传感器对尖锥壁面脉动压力进行了测量，并结合热流测量结果，研究了高超声速尖锥边界层中扰动波的发展过程。实验结果表明:JF8A激波风洞在雷诺数为6.4×106/m状态下核心流的自由流噪声为2.8%；高频脉动压力测量技术能清晰地捕捉转捩过程中的第二模态波及其发展历程，试验状态下模型的第二模态波频率范围为165~206 kHz。当前研究结果能够为高超声速数值方法验证提供数据支撑。      

双喉道推力矢量喷管的气动性能数值模拟

对双喉道推力矢量喷管的流动特性和气动性能进行了数值模拟研究，分析了在有无推力矢量情况下，双喉道喷管的主流落压比(Nozzle pressure ratio,NPR)和二次流流量对喷管的气动性能与内部流动特性的影响。研究结果表明，在无推力矢量状态下，双喉道喷管在落压比NPR=3.0~4.0之间具有最优的推力系数和流量系数，分别为0.974和0.935。在有推力矢量状态下，双喉道喷管在NPR=4.0时具有最优的推力矢量角和推力系数，其推力矢量角最高为16.1°。当二次流流量为4时，推力矢量角为14.6°，推力系数为0.95。随着二次流流量的增加，双喉道喷管的推力矢量角逐渐增加，但是当增加到一定值之后，推力矢量角会逐渐减小。在相同的二次流流量下，随着主喷管落压比的增加，推力矢量角和推力矢量效率逐渐降低。随着主喷管落压比的增加，双喉道喷管的推力系数逐渐升高，在NPR=4.0达到最大值后逐渐降低。流量系数随着主喷管落压比的增加逐渐增大，但是在NPR=4.0以后，流量系数的变化趋于稳定。     

扩张段注气对扩张型双喉道喷管起动的影响研究

扩张型双喉道喷管存在起动问题,使喷管推力性能显著下降。为此,提出了扩张段注气解决喷管起动问题的方案,并利用数值模拟方法,针对二元扩张型双喉道喷管,研究了扩张段注气压比、注气位置等对喷管流动和性能的影响。研究结果表明：扩张段注气可以产生斜激波系和大的分离区,改变了扩张型双喉道喷管主气流通道的形状,减小了激波损失,解决了喷...     

高超声速边界层流动稳定性实验研究

高超声速条件下边界层转捩相关研究是近年来空气动力学领域的研究热点。通过采用基于纳米粒子示踪平面激光散射(Nano-tracer-based planar laser scattering,NPLS)技术以及温敏漆等测试技术,对高超声速边界层的流动稳定性开展了实验研究。通过NPLS技术,对圆锥边界层中第二模态波精细结构进行了测量,并基于时间相关的测量结果,对第二模态波的波长和频率进行了分析。针对裙锥边界层NPLS结果,计算了特定位置上功率谱空间分布结果,测量得到了高次谐波成分。通过温敏漆和NPLS结果,发现主导三角翼前缘边界层转捩的模态为行进横流模态,分析了该模态的特性,并且与Kulite传感器测量得到的频率进行比较。     

第二届中国国际警用装备展在京举行

~~第二届中国国际警用装备展在京举行!本刊记者@陈平     

台湾地区通资战力研讨会——如何运用信息科技有效整合并强化通资环境

2003年第二次海湾战争发现美军的一种战力。美军通过这场战争再度翻新了高科技战争的涵义。战争开打前。美军不仅在陆、海、空三军传统武器方面有优势，更重要的是在资通领域拥有强大的与不对称的优势，这项优势大幅扩大了伊拉克部队与美军之间的战斗力差距，使得以逸代劳的伊拉克部队处于被动挨打，地面战斗仅历时21天便告结束。美军的伤亡轻微，仅有114名美军在战斗中阵亡。以这样轻微的伤亡赢得胜利，军事专家们没有预料。第二次海湾战争是个典型的高科技战争。这场战争充分印证了军事资通科技的巨大价值，使得世界各国和地区军方目前莫不在这方面积极努力。当然，台湾地区也不自外于这个潮流．这几年军方在资通领域投入庞大的经费和人力。耗费经年的“博胜案”已经成为三军现代化发展的重要环节。在这样的环境背景下。台湾全球防卫杂志社有限公司与思科公司合作举办本次的研讨会。会上邀请了前美军太平洋舰队司令和思科公司多位专家与会并发表谈话。     

私照开放 自由飞行的美好时代?

正随着私用驾照申领标准的放宽,让市场酝酿已久的学飞热情被释放出来。普通人学习飞行的通道已被打开,对于飞行爱好者来说,飞行的美好时代已经缓步到来!宽松的私照申领标准,鼓励了越来越多的飞行爱好者开始参加私照培训。为飞行学员提供培训的机构也在这两年快速增长。     

日本成功发射第二代侦察卫星

11月28日上午，日本成功发射一颗“情报收集卫星”，该卫星属于日本第二代侦察卫星，具有比前代侦察卫星更高的识别精度。     

发动机喉道面积的测量

介绍了新技术在航空发动机喉道面积测量中的生，并提出了解决标准件的思路方法。