悲剧后面的阴影"哥伦比亚"号爆炸后的思考

“哥伦比亚”号航天飞机发生事故后,外界对事故原因众说纷纭,但目前查出的最可能的说法是超高温空气进入机体内所致。虽然调查机构要在几个月后公布最终结果,但事故的真正原因也许是预算削减和管理不善。此次事故给世界航天业投下了阴影,造成了重创,但人类对宇宙的探索仍将继续     

DEM21核心机验证机成功通过首次试验

法国斯奈克玛发动机公司的DEM21核心发动机验证机在公司的维拉罗什工厂成功地通过了首次试验,性能令人满意,而且     

原油／三元复合体系乳状液渗流规律的理论和试验研究

通过原油／三元复合体系乳状液渗流规律的试验研究，得出了原油／三元复合体系乳状液在多孔介质中的渗流曲线，通过理论分析，建立了原油／三元复合体系乳状液渗流的数学模型，理论分析与试验结果比较吻     

一种小天体探测器绕飞轨道主动抗扰控制方法

针对小天体绕飞探测过程中,探测器受到的非球形引力摄动及太阳光压等多源扰动问题,结合绕飞探测的周期性特点,提出一种小天体探测器绕飞轨道主动抗扰控制方法。首先,通过迭代学习控制对小天体探测器受多源扰动影响产生的误差进行抑制,然后设计扰动观测器估计系统总扰动,构造自适应律实时估计扰动上界,进而设计控制律对总扰动进行主动补偿。最后以243Ida作为目标天体进行绕飞探测仿真分析,结果表明该控制方法能更加有效地提高小天体探测器的轨道跟踪控制精度。     

飞机油面控制器结构优化及试验研究

飞机左右机翼输油不平衡故障将会影响飞机操纵甚至飞行安全。基于某型机的输油控制原理,对双油面控制器进行结构优化改进。借助ANSYS软件对双油面控制器内部流场进行模拟。研究发现,控制口压力对其性能影响较大;压力较低时,燃油从油面控制器钟形活门处流出的形式为“涌出”,较稳定;压力较高时,燃油流出形式为“喷出”,射流会顺势进入浮子腔,促使输油过程提前结束,严重降低结构性能。根据仿真获得的射流喷射轨迹,在上浮子摇臂上设计了挡板,阻止燃油进入浮子腔,使双油面控制器在全包线范围内均能有效拉开输油开始与结束的油面差。试验结果表明,优化后的双油面控制器带来的油面差是单油面控制器的数倍,高效解决了输油不平衡的问题。该油面控制器的优化设计可供其他机型推广。     

民用飞机平尾气动载荷计算方法研究

水平尾翼的主要功能是保证飞机具有纵向静稳定性和俯仰可操纵性。民用飞机由于起飞重量大、重心变化范围广,对平尾的操纵性要求很高,为了提高平尾的操纵效率,民用飞机一般采用平尾安定面可微动的设计手段,加上升降舵偏转以及翼身洗流等因素的影响,使得飞行中平尾处的流场变得非常复杂,如何准确或偏保守地确定平尾上的气动载荷一直是民用飞机飞行载荷计算中的一个难点。介绍了民用飞机平尾气动总载荷和载荷分布的计算原理和方法,并提出了如何协调基于测力、测压试验得到的载荷,以及平尾弦向分布载荷的修正方法。     

螺旋桨径向力风洞试验方法研究

螺旋桨飞机的研制设计过程中,必须了解和掌握动力系统对飞机气动特性的影响.螺旋桨动力系统对飞机的影响主要包括螺旋桨拉力和扭矩、气流斜吹螺旋桨产生的径向力以及滑流影响.螺旋桨径向力的风洞试验在国内尚属探索研究阶段,本文结合型号研制实际应用,对气流斜吹螺旋桨产生的径向力的机理和试验方法进行了研究探索,提出了一种以螺旋桨直接模拟法为基础的螺旋桨径向力风洞试验方法,并通过理论和试验方法完成了试验结果的相关性修正、全机对螺旋桨径向力的上洗等干扰修正,获得了可以满足工程研制使用的螺旋桨径向力数据,可为同类的螺旋桨飞机总体气动布局设计提供参考.     

民用飞机气动力模型建模方法研究

对民机常用的两种气动力建模方法——全机建模法和分部件组合建模法进行了研究,并对两者的优缺点进行了对比分析,进而对两类方法在大型客机气动力建模中的综合运用提出了建议。     

螺旋桨径向力风洞试验方法研究

螺旋桨飞机的研制设计过程中,必须了解和掌握动力系统对飞机气动特性的影响。螺旋桨动力系统对飞机的影响主要包括螺旋桨拉力和扭矩、气流斜吹螺旋桨产生的径向力以及滑流影响。螺旋桨径向力的风洞试验在国内尚属探索研究阶段,本文结合型号研制实际应用,对气流斜吹螺旋桨产生的径向力的机理和试验方法进行了研究探索,提出了一种以螺旋桨直接模拟法为基础的螺旋桨径向力风洞试验方法,并通过理论和试验方法完成了试验结果的相关性修正、全机对螺旋桨径向力的上洗等干扰修正,获得了可以满足工程研制使用的螺旋桨径向力数据,可为同类的螺旋桨飞机总体气动布局设计提供参考。