2002年世界部分航空公司运量统计

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Z125与N234对NR和S-SBR硫化胶增强效果的比较

在比表面积相近的情况下,探讨白炭黑(Z125)及碳黑(N234)对天然橡胶(NR)和溶聚丁苯橡胶(S-SBR)硫化胶的抗割口增长能力及动态力学性能的影响.结果表明,Z125和N234对NR和S-SBR两种硫化胶的增强效果相差不大;NR硫化胶的抗割口增长能力明显好于S-SBR硫化胶;NR中填充Z125的抗割口增长能力好于N234且随疲劳次数的增加Z125的优势更加明显,而S-SBR中填充N234的抗割口增长能力好于Z125且两者的抗割口增长速率基本不随疲劳次数的增加而改变;Z125使NR和S-SBR硫化胶在0℃和70℃下的tanδ值分别低于N234增强相应硫化胶.     

中国民航2002年7月份主要运输生产指标统计

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挑战莱特兄弟飞行纪录全国大奖赛闭幕

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薄壁管件快速割料工具

我们车间过去加工图1所示薄壁管件,系在 C318型六角车床上进行,用卡管夹持约600毫米长的管料,工人一手托着高速旋转的管料,一手握住带定位块的无齿铣刀进行切割(如图2示)。这种割料方法虽然工具和设备简单,但由于管件壁薄,往往割扁或划伤,割口毛刺较大,废品率高达百分之十左右。特别     

MS21209《粗、细牙螺纹锁紧型不锈钢钢丝螺套》

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三维内收缩式进气道V形溢流口热流计算与分析

为了获得流场特性和热流影响规律,将高超声速进气道中带有V形的溢流口进行简化,采用数值计算和实验相结合的方法研究了简化后V形溢流口的前缘热流,对比分析了不同前缘钝化构型、不同前缘角θ以及不同倒圆半径比R/r下V形溢流口的热流分布。结果表明,和钝头体以及旋成体相比,钝化的V形溢流口受到更加严重的热载荷,流场结构也更加复杂;改变前缘角θ并不能显著降低热流,可见通过改变前缘角θ对溢流口前缘热流改善能力有限;倒圆半径比R/r对V形溢流口热流影响明显,倒圆半径比R/r6时,溢流口前缘气动受热剧烈,倒圆半径比R/r6时,热流峰值降低且随倒圆半径比R/r变化不明显。在进气道设计中应综合考虑气动性能和热防护等因素进行合理取舍。     

’97中国航空工业成就展集锦

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表3 飞行力学专业组研究课题获奖统计

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喷流流动控制增升效应数值模拟

飞机的增升系统是影响其起降性的重要因素,为了研究飞机下表面喷流流动控制增升效应,采用数值模拟方法与结构网格求解不可压Navier-Stokes方程,对NACA0012翼型和机翼进行研究。通过改变喷气口的参数来研究其对翼型和机翼气动特性的影响。对于翼型,主要研究喷气口速度和位置对翼型气动特性的影响;对于机翼,主要研究喷气口区域沿展向分布和喷气速度对机翼气动特性和能量利用率的影响。计算结果表明:采用喷气控制可以获得较好的气动特性,增升效果也比较明显,控制效果和上述几个参数均有一定关系。本次研究为机翼喷气口设计以及机翼局部喷气控制展向分布的选取提供了依据。     

年轻的计算机系

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薄板割圆工具

过去,我厂在加工某些批量较少或不宜冲制的薄圆零件时,多以钳工锅坯,车工车制的方法加工,不仅工序长,劳动强度大,而且费材料,质最也不好。后来,我们设计制作了一种结构简单,使用方便的薄板割圆工具(如图1所示)。利用它,可在一般立钻或工具铣床上直接切割出合乎要求的薄圆零件。经多年使用,效果甚好。图2所示零件是“某某——3”上的有机玻璃护盖,原需钳工锯坯,车工车圆     

浅谈艺术的“藏”、“露”及欣赏

清代学者赵执信在《谈龙录》中有这么一段记载:“钱塘洪昉思升(《长生殿》作者洪升),久于新城(王渔洋)之门矣。与余友。一日,并在司寇(王渔洋)宅论诗,昉思嫉时俗之无章也,曰:‘诗如龙然,首尾爪角鳞鬣,一不具非龙也。’司寇晒之曰:‘诗如神龙,见其首不见其尾,或云中露一爪一鳞而已,安得全体?’”昉思与渔洋之争,表面上是写诗画画的不同见解,实质上,它反映了艺术里的一个大问题,那就是在艺术创作中(包括小     

应用协同射流原理的旋翼翼型增升减阻试验研究

协同射流技术作为一种新型主动流动控制技术,是突破旋翼翼型高增升减阻设计的最有潜力的发展方向之一。以 OA312 旋翼翼型作为基准翼型,研制微型涵道风扇组为驱动的旋翼翼型 CFJ 风洞测力模型,开展基于前缘高负压零质量内循环协同射流原理的旋翼翼型高增升减阻低速风洞试验,研究吹气口大小、吸气口大小和上翼面下沉量等基础参数对增升减阻的影响规律,探讨 CFJ 旋翼翼型关键参数最佳取值。结果表明：与OA312 基准翼型相比,小攻角状态时,CFJ 旋翼翼型可显著降低阻力系数,甚至出现“负阻力”现象,实现了零升俯仰力矩基本不变;大攻角状态时,CFJ 旋翼翼型可显著提升最大升力系数和失速迎角,其中,最大升力系数可提升约 67.5%,失速迎角推迟了近 14.8°。     

我厂LPH—2无汞压力计和LPH—2J无汞绝压计销售情况及反映

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壁温比对圆截面隔离段激波串的影响研究

为明晰壁温比对圆截面隔离段激波串的影响,采用RANS方法对圆截面隔离段进行三维数值计算,发现冷壁条件下,壁温比升高将导致隔离段抗反压能力减弱。在此基础上,通过理论分析研究了壁温比对边界层的影响,发现边界层主要通过剪切应力和亚声速流层携带的流体惯性的综合作用来抵抗反压,其中剪切应力与压升作用一致,而亚声速流层携带的流体惯性与压升作用相反。考虑壁温比影响,对经典Waltrup激波串预测公式进行修正,修正后公式可以动态反映壁温比变化导致的激波串长度改变,有助于隔离段优化设计。     

飞机增升装置气动力特性计算方法研究

本文给出了飞机增升装置气动力特笥的数值计算方法和计算结果，为了计算增升装置的缝隙效应和剪刀口效应，求解了粘性三维Navier-Stokes方程。为了正确 模拟大舵偏和阻力板后的大面积分离，采用了反映涡流特笥的新类型的两方程湍流模型。     

美国第21届联合推进会议文献

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考虑禁飞圆的滑翔式机动弹道与气动特性参数耦合设计

 为获得滑翔式再入飞行器最佳气动与弹道机动性能,针对规避禁飞圆的远程滑翔式再入问题提出了一种机动弹道与气动特性参数耦合设计方法。耦合设计外环以气动特性参数为设计变量,基于抛物阻力极线模型提取最大升阻比和对应升力系数为气动特性参数;耦合设计内环以泛化升力系数和侧倾角为设计变量,获得给定升阻特性下能规避禁飞圆且满足再入走廊要求的滑翔式再入轨迹。耦合设计问题以再入驻点总热流最小为优化目标,以再入走廊、终端位置和速度为约束,求解满足弹道机动要求且目标函数最小的最佳气动特性参数。提出了一种规避禁飞圆的侧向几何制导逻辑用于内环轨迹设计。仿真算例得出禁飞圆半径越大,需要的滑翔式再入飞行器最大升阻比越大,且再入轨迹刚好能绕过禁飞圆。仿真结果验证了耦合设计方法和侧向制导逻辑的有效性,该方法可为飞行器方案设计时的气动布局选型等工作提供参考。     

圆管型与叶栅型去旋喷嘴流动对比分析

为了探索喷嘴结构优化对盘腔内流阻特性的影响规律,分别对去旋角度为28°的直叶栅与扩口叶栅型喷嘴下的径向内流共转盘腔在不同转速下开展数值研究,并与圆管型喷嘴作对比。获得了三种结构不同工况下的流场结构、旋流比与相对总压分布图及总压损失分布曲线。研究结果表明:随着转速增大,叶栅型与圆管型喷嘴总压损失系数的变化趋势一致;直叶栅与扩口叶栅的系统总压损失系数均比圆管显著降低40%与27%以上;直叶栅与扩口叶栅喷嘴内的流场结构相似,喷嘴总压损失系数相近,且都随转速增大而缓慢减小。