翼涡与体涡的相互干扰及其对翼涡破裂的影响

根据流谱观测结果，研究了翼－身组合体和全机的涡系干扰特点，分析了翼涡与体涡的相互诱导，使翼涡与体涡运动发生变化，讨论了影响前缘分离涡破裂的主要因素，并对尾翼的影响、机身后部体涡的强度、非对称体涡出现的条件，以及分离旋涡在稳定发展过程中的抗干扰能力等提出了看法。     

改进的部分并行干扰抵消多用户检测

给出了一种用于部分并行干扰抵消多用户检测新的判决函数：WSGN判决函数。根据较好的多用户干扰估计能提高误码率性能这一原理，本文推导出这种新函数。它考虑了门限的作用，使得不当门限对其性能的负面影响小于其他判决函数。在瑞利衰落信道中分析了使用这种判决函数的部分并行干扰抵消检测方法的误码率性能。结果表明，这种新的检测方法误码率性能可以收敛到单用户检测；并且性能优于一般匹配滤波器检测方法和其他部分并行干扰抵消检测方法。此外其计算复杂度没有显著增加，可以用于实际的CDMA通信系统。     

飞机亚音速非对称运动流场数值计算

本文以飞机亚音速对称运动（仅小攻角）流场数值计算为基础，采用涡格法理论开发飞机亚音速非对称运动（小攻角、小侧滑角、小角速度）流场特性数值计算。本文特点：从毕－萨公式出发推导的涡格法流场诱速公式比面涡法简便；采用多坐标系，详细推导了各坐标系转换公式；将复杂的干扰流场简化为一阶干扰和二阶干扰效应，并仔细推导了相应的流场诱速计算公式。已在ＩＢＭ－４３４１计算机上建立了流场计算实用性程序，既可单独运算，也可联入我国外挂物投放／发射过程数值仿真系统（ＣＳＳＰ）串联运行，提供所需流场特性。以Ｊ－ＸＸ型号飞机和两个翼身组合作为算例，定性分析了非对称运动流场计算规律；将两个翼身组合体对称动动流场特性计算值与实验值进行了比较。飞机亚音速非对称运动流场特性计算比对称运动情况更为复杂，难度更大。该工作对进一步开发ＣＳＳＰ系统具有重要价值。     

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。     

NACA0012翼型跨音速测压实验研究

本文为NACA0012翼型在NH-1风洞进行跨音速二维测压实验的研究报告。文中将本风洞的实验结果与国外大风洞的相应实验结果及国内某些理论计算结果作了比较。比较表明曲线规律一致,数据符合较好,说明按现行实验方法得到的本风洞跨音速测压数据是可靠的。本文还对参考点M数、洞壁干扰修正及激波位置等问题作了简要的分析。     

红外制导武器的干扰技术及发展趋势

简介红外制导武器的现状和发展趋势 ,概述对它们的干扰技术 ,如红外诱饵、红外干扰机、红外伪装和红外烟幕等 ,并对这几种干扰技术的发展趋势进行了探讨     

开裂式阻力方向舵流固耦合机理分析

为了探究阻力方向舵开裂状态下的流场形态和流固耦合运动机理,采用计算流体力学(CFD)方法开展了不同开裂角下的二维阻力方向舵的流场计算。基于动力学模态分解(DMD)方法对各流场进行模态分解,分析了各模态的流动特征及频率变化。结果表明,在20°开裂角的范围内,机翼绕流的流场结构以开裂区内的驻涡及后缘脱落涡为主,流场各阶模态频率随来流速度的增大而增大,随开裂角的增大而减小。同时,对不同开裂角的二维翼型开展了流固耦合计算。结果表明, 随着折减速度的增加,系统的流固耦合运动形式由涡致振动发展为流动失稳,系统的失稳边界随着开裂角的增大而提高。      

复杂电磁环境辐射-散射耦合场快速预估方法

针对复杂电磁环境中目标散射体和干扰辐射源同时存在,影响目标回波散射场的问题,提出了一种基于辐射源方向图和极化散射矩阵数据的耦合场快速预估方法。利用可提前独立获取和加载的辐射源方向图及目标各个方向的散射数据,实现了辐射-散射耦合场景下空间总电磁场的近实时快速预估。仿真计算了辐射源与散射体不同距离和相对强度下场景的总电场变化情况,验证了辐射-散射耦合效应对目标回波场存在显著影响。无需使用电磁计算方法对场景进行重新计算,满足复杂电磁环境内场仿真试验对实时提供数据的需求,具有工程应用价值。      

直升机旋翼对机身气动干扰的计算

基于旋翼自由尾迹模型和三维机身源面元模型，建立了一个全耦合的旋翼／机身气动干扰迭代计算方法。为正确模拟旋翼桨尖涡与机身表面间的大定常贴近干扰，采用了一个“分析数值匹配法”的“贴近涡／面干扰模型”。应用该计算方法，分别计算了旋翼干扰状态下的机身表面点的非定常压强分布和机身的非定常气动升力，俯仰力矩随前进比的变化，以及干扰前后的机身定常压强分布。计算表明，机身上由于旋翼的干扰引起的非定常气动载荷呈现出与旋翼相同的周期性。然后，对比了本“贴近涡面干扰模型”和先前“截断涡线模型”对干扰计算的影响，表明了前对计算结果的重要改进。     

内部干扰因素对液体火箭发动机性能影响的仿真

以某泵压式液体火箭发动机为研究对象,以内部干扰因素的实际变化范围为基础,引用随机数的产生方法和概率密度函数估计的方法,以及Ｐｅａｒｓｏｎ、ｘ＾２检验法,在每个内部因素服从正态分布,韦布尔分布、均匀分布的不同情况下,利用液体火箭发动机静特怀非线性数学模型进行了内部干扰因素对流体火箭发动机性能影响的随机仿真,计算得出了发动机性能统计分布规律。