小展弦比飞翼布局作战飞机可控性设计方法

 飞翼布局飞机取消了常规布局飞机采用的安定面和操纵面,由此引起其可控性设计的诸多新问题。以某小展弦比飞翼布局作战飞机为例,利用风洞试验结果研究了几种典型新型操纵面的操纵新机理及不同飞行条件下的操纵效能等。基于可控性设计的要求,估算了该飞翼构型作战使用所需的三轴最大控制力矩系数。通过引进舵容量的概念提出了新型操纵面的参数化设计方法,最后对这一新布局方案进行了可控性评估,为飞翼布局飞机概念设计阶段的新型操纵面布置和设计提供了一种实用的方法。     

影响环形微阴极电弧推力器寿命的因素研究

为了研究影响环形微阴极电弧推力器寿命的因素，首先分析了可能的因素，接着通过试验研究了电流参数对阴阳极间电阻的影响，不同功率下的推力器热性能以及功率大小对绝缘体腐蚀的影响。试验结果表明，为了延长推力器的寿命，需要控制推力器较大的放电电流，使得阴阳极间电阻动态平衡，维持在0.5~10 kΩ；需要选择合适的放电功率，功率阈值应考虑各部件材料的高温承受能力；另外，绝缘体的腐蚀是制约推力器寿命的主要因素，降低放电功率有助于减缓该腐蚀。     

液体射流喷入横向气流混合特性研究进展

随着低污染燃烧技术的发展,液体射流在横向亚声气流中的液雾混合特性越来越受到关注。因此对液体射流在横向亚声气流中的研究进展进行了综述,综述内容主要包括3个方面：液体射流在横向气流中雾化破碎;液体射流的穿透深度;液雾在横向气流中的散布和输运。大部分研究工作是针对单个直射式液体射流喷入均匀横向气流中的,也有研究考察了燃油脉动、气流不均匀或者旋转气流条件下射流在横向气流中的混合特性,然而对多喷射点或气动雾化直射式喷嘴形成的液雾在横向气流中的混合特性的研究工作开展的相对较少。最后对液体射流在横向气流中的国内外试验研究工作进行了简要的概括。通过对国内外相关研究进展的概括,并且以先进航空发动机低排放燃烧室中的雾化方式为背景,提出了液体横向射流混合特性研究应进一步完善的工作内容。     

机载计算机中几种常用总线的比较

航空电子系统中的计算机系统属于一种分布式结构的计算机系统,机载计算机模块间通过总线相互连接,传输消息。由于系统的性能决定了选用何种总线与本文根据机载计算机特殊的应用环境,对常用的LBE、VME、PC I总线作以比较。本文简要介绍了航空电子系统的发展历史,同时就这几种总线的结构组成和各自时序特点,给出了用于各总线的接口模块与CPU模块间进行通讯的双口存储器的控制信号译码,所列接口译码信号都曾应用于各种机载计算机中,实现了预计的功能并通过了各种实验验证。     

基于时频分布的电子侦察信道参数估计方法

提出了一种基于时频分布的信道参数盲估计方法。首先分析了多径信道模型和时频域匹配滤波算法,接着根据时频分布自身项和交叉项的不同特点,提出采用短时傅里叶变换的时频图对Wigner—Ville分布进行滤波,以提取源信号的时频脊线,然后利用时频域匹配滤波对多径信号进行参数估计。该方法快速简单,参数估计准确,分辨率高。仿真实验对雷达脉内频率调制信号进行多径参数估计,实验结果证明了该方法的正确性和有效性。     

喷管尺寸对超声速喷流噪声影响研究

为研究喷管尺寸对超声速喷流噪声特性的影响及其声场分布规律而设计了冷流实验系统,选用3种不同尺寸的喷管,采用LMS数据采集系统及噪声处理软件,对不同喷管尺寸、不同来流压强下的喷流噪声进行了采集和处理.实验结果表明,超声速喷流噪声具有较强的指向性,随着测点偏离喷流中心轴线角度从30°增加到180°,其声压级峰值逐渐减小,峰...     

氢氧发动机非均匀圆孔头部气膜冷却数值模拟

氢氧火箭发动机燃烧室壁面热环境十分恶劣,头部气膜冷却是主要辅助冷却手段之一,圆孔头部气膜冷却是重要的设计方案。对圆孔型头部气膜进行了三维数值仿真研究,考虑推力室外部再生冷却的影响,通过全面数值实验分析了气膜流量占比、气膜孔直径和相邻气膜孔面积比等参数的影响,提出一种非均匀分布的圆孔头部气膜冷却方案。结果 表明,在氢氧火...     

涡流控制在小展弦比飞翼布局飞机上的应用研究

全隐身布局飞行器采用无尾飞翼布局,此种布局具有很多优点,但是在动态特性上存在一些新的问题,造成了飞行器稳定和操纵的困难.通过对小展弦比飞翼布局飞机进行涡流控制,可以产生较大的控制力矩,从而对飞机进行纵向和航向的控制,改善飞机的操纵效率.控制力矩是非线性变化的,其大小与飞机飞行状态(迎角、速度等)以及喷流的状态(喷流速度、喷孔位置、喷流方向等)有关.将喷流产生的控制力矩应用于飞机的控制,通过对增加喷流后飞机静操纵特性的分析,表明其改善了飞机静操纵特性和隐身性能,具有较好的实用性.     

软件能力成熟度模型在航天器软件研制中的应用研究

介绍了美国国防部评估其软件承包商的软件能力成熟度模型(CMM),针对航天器软件工程化实施过程中软件生存周期与实际研制流程不符、软件质量过于依赖整星测试的问题,提出了开发本地化生存周期模型;应用组织资产提升软件复用能力;利用数据采集和分析发现问题本质;重视配套设施、促进软件工程过程的落实等,以及将软件能力成熟度模型思想和内容进行本地化的措施,可为解决当前航天器软件研制中存在的问题,提升软件研制单位能力提供参考。     

基于CFD研究等离子体环量控制流场特性

为了研究等离子体气动激励射流在翼型钝尾缘产生Coanda效应时对流场特性的影响,基于雷诺平均N-S方程中添加体积力源项的唯象学仿真方法,建立并优化了等离子体环量控制的数值计算模型,研究了基于分离点的不同激励器位置对流场的影响规律。结果表明,优化激励器位置后环量控制的效费比ΔCL／Cμ最高可以达到113．49。分析发现,当等离子体激励产生的激励射流刚好可以将分离点推移至压力面时,机翼有效弯度增加最为明显,激励效果最好。