亚洲最大的跨声速风洞调试顺利

亚洲最大的2．4米×2．4米跨声速风洞,已于1997年12月20日在中国空气动力。研究和发展中心建成,并成草功地进行了通气试车。2．4米×2．4米跨声速风洞是我国独立自主发展航空航天事业和空气动力研究的一项十分重要的基础设施,它的建成标志着我国已拥有世界级的跨声速风洞,并脐身国际先进行列。它必将推动我国空气动力研究试验能力跨上一个大的台阶,从而加快我国航空航天事业的发展步伐。2．4米XZ．4米跨产速风洞是一座用主气流引射驱动的增压暂冲式风洞。风洞由中国空气动力研究与发展中心风洞设备设计所设计。风洞厂房建筑由国防科工…     

利用常规风洞进行二元翼型试验的竖置全跨方法

采用竖置全跨试验方案,在CARDC(中国空气动力研究与发展中心)4米×3米风洞进行了几个二元翼型模型风洞试验。最初选用的模型是NASA GA(W)-1翼型,并作为校验模型。试验雷诺数高达4.69×100~6,攻角范围为-10～24°,试验结果相当满意。     

旋转导弹风洞六自由度自由飞动导数实验研究

风洞六自由度自由飞实验,是国内首次开展的一项新的风洞实验研究。实验设备为0.2米×0.2米的超声速风洞,求流马赫数为2和2.5。当超声速流场建立后,将以每分钟一万多转的高速旋转导弹模型,向实验段上游发射。模型在风洞观察窗区飞行时,用高速立体摄影拍摄模型飞行姿态随时间的变化。然后根据飞行姿态记录,通过数据辨识,求得俯仰力矩系数斜率,俯仰阻尼力矩系数和马格努斯力矩系数。实验精度优于国外弹道靶自由飞实验结果,尤其是动导数数据取得了满意的结果。     

声爆近场空间压力风洞测量技术

针对暂冲式超声速风洞中的声爆试验，发展了近场空间压力精确测量技术，以航空工业空气动力研究院的FL-60风洞为例，开展了技术验证。FL-60风洞是一座典型的亚跨超三声速下吹式风洞，其试验马赫数范围为0.3~4.2，试验段尺寸为1.2 m×1.2 m，单车次试验时间通常为数十秒。根据暂冲式风洞试验时间短、耗气量大等特点，设计了无反射测压轨以代替传统的静压探针，大幅提高了声爆近场空间压力的测量效率。通过CFD技术对无反射测压轨的流动特性、模型安装位置以及风洞试验段中的波系进行了分析，验证了测压轨设计方案的可行性。采用Seeb-ALR低声爆标模和自行设计的带喷流的旋成体模型进行了验证性试验，采用参考车次方法和空间平均技术获得了高质量的数据，试验测量结果与CFD计算结果一致性较好，验证了声爆近场空间压力测量系统设计的合理性。     

国外动态

NASA的新型风洞与改建风洞开始运转据NASA报道,NASA艾姆斯(Ames)研究中心的24.4×36.6米(80×120呎)新型风洞和12.2×24.4米(40×80呎)改建风洞已于1987年12月11日开始运转.美国国家全尺寸空气动力全套设备的建造费用为1.225亿美元.该设备可进行先进飞机的全尺寸试验以及航天飞机试验.     

图片消息

由于国防预算紧缩和已有同种功能的设备,兰利的这座运行了64年之久的30英尺×60英尺(10米×20米)的全尺寸风洞已于10月底关闭。这座在1945年前一直是世界上最大的风洞,在30年代及二战期间,曾为美国航空航天新产品研制作了大量试验工作。1976年经改建后,主要从事10～20％缩比模型的自由飞气动力试验。其关闭后,大部分自由飞试验工作将转到兰利的14英尺×22英尺(4米×7米)的风洞内进行。目前,NASA还不计划拆除这座关闭的风洞。     

三角翼低速动态大攻角气动特性试验研究

对后掠角分别为X=60°、70°和80°尖前缘平板三角翼模型和一个前缘后掠角为（76° 40°）的双三角翼模型在低速风洞中作大攻角俯仰摩波运动，振幅am=30°、60°和90°，缩减频率K=0.01～0.12，基于根弦长雷诺数Re=2.76×10^5～8.23×10^5。进行了六分量动态气动载荷测量，动态流动显示和70°三角翼上翼面非定常压力测量，并分别与对应的静态试验结果比较。分析了运动参数包括缩减频率、振幅和Re数、后掠角对气流动态迟滞特性的影响。     

关于提高低速风洞实验准精度问题

本文给出了DBM-01标模在DFVLR Gttingen 3米×3米低速风洞和CAE HARI 2.5米×3.5米 低速风洞对比实验的主要结果,并与国内规定的“标准参考曲线”和NACA TN 4041-4042的结果作了比较;分析了影响低速风洞实验数据准精度的主要因素;针对国内低速风洞现状,提出了提高低速风洞实验数据准精度的主要措施。 本文认为,应该立足于发展实验设备和测试技术,采取如下措施:即使用尾撑系统、盒式应变天平、实时测量的模型姿态角度仪和精良的数据采集和处理系统,才可能使国内低速风洞实验的准精度有一个实质性的明显提高。     

高升力实验洞壁干扰修正

 研究了根据最佳点壁压和影响函数对三维模型低速高升力测力实验进行洞壁干扰修正的方法（简称壁压影响函数法,ＷＰＩＦ法）。应用它对高升力模型小风洞实验结果进行了洞壁干扰修正。修正结果与无干扰实验数据作了比较,说明该方法对高升力测力实验的修正是准确的。     

高速风洞大迎角壁压修正法的实验验证

本文介绍一种改进的高速风洞大迎角壁压法，本法不仅计算风洞干扰速度分量在模型区内的分布及平均值，而且进行了模型气动力和力矩的修正。在力和力矩修中考虑了洞壁干扰量分布不均匀的影响。用本法对Ｍ〈０．９的实际飞机大堵塞化模型大迎角风洞实验数据进行了洞壁干扰修正计算，修正结果令人满意，初步解决了迎角风洞实验洞壁干扰修正中最困难的力矩正问题，由于使用壁压数据进行修正，本法可用于各种透气壁或实壁风洞。     

浅谈抗日战争时期美国对华政策的演变

抗日战争时期。美国的对华政策分为三个阶段。抗战初期,美国对日本的侵华行为采取妥协退让与援华制日的双重政策,在“中立”和“不干涉”的幌子下,既对中国给予一定的援助,又与日本大作军火生意,给中国战场的反法西斯战争带来了很大的困难。珍珠港事件发生后,美国为了联合中国打败日本,采取了“联蒋抗日”和“援蒋抗日”的积极政策,在物资上给予中国很大的援助,在政治上确立中国的大国地位。在二战结束前夕,美国从战后国际格局及其远东地区的利益考虑,实行“扶蒋反共”的政策。战时中美关系的演变对战后数十年的中国内政和对外政策有着重大的影响。     

基于变批量生产的工艺信息模型

分析了工艺设计与批量的关系,提出基于变批量生产的工艺文件组织模型和工艺信息衍变模型,解决了工艺文件的多样性和工艺信息动态快速复用问题.以此开发的原型系统已在企业实施应用.     

机器人自动换刀系统刀夹受力及排布

机器人制孔系统因其低成本、高效率、高柔性的优势,在飞机壁板装配中得到了广泛应用。机器人自动换刀系统作为飞机壁板机器人制孔系统的重要组成部分,极大地影响着制孔的效率和柔性。本文对机器人自动换刀系统进行分析,着重对刀夹稳定夹持力、换刀过程刀夹阻力和盘式刀库刀夹双环排布进行了深入研究。通过分析刀夹结构和夹紧原理,计算稳定夹持力;通过构建换刀过程中刀具轮廓与刀夹轮廓的几何位置关系,结合受力分析,计算换刀过程刀夹阻力;通过简化刀夹组件轮廓及惯量计算,分别对4种刀夹双环排布方案进行分析研究,以圆形刀盘上的总惯量最小为目标,得到了最优的刀夹排布方式。最后根据实际工程需求,给出了容量为24把刀具的盘式刀库设计实例。     

动态MBean的原理及其对可变资源进行管理的应用

根据JMX框架管理应用程序的基本原理,分析了现实中可管理资源大多会随时间而发展变化的情况,针对可变资源给管理工作带来的困难,深入研究了JMX规范中定义的动态MBean,结合其它有关的java技术,给出了相应的解决方案。     

某环型航空零件数控加工工艺分析和自动换刀的研究

针对加工环型航空零件时均采用手工换刀加工的问题,论述了用声发射法对刀具磨损进行监测、用静态测量法对刀具轴线的偏转进行测量、粗铣试切毛坯的内轮廓实验,分析出不能实现自动换刀加工的原因.通过对零件的加工工艺进行分析,将能合并的工步源程序串在一起并在实际加工中得到验证从而实现自动换刀加工.串编程序的应用提高了工厂的生产率,降低了生产成本,也为研究加工环型航空零件的自动换刀问题奠定了坚实的基础.     

用变截面试样测量损伤变量 D(E)

 给出了一种用变截面试样测量Ｄ（Ｅ）的方法,推导出用该方法测材料弹性模量Ｅ及Ｄ（Ｅ）的理论公式,分析了有关因素对测量结果的影响,并用ＬＹ１２－ＣＺ铝合金试样对本文所提出的方法进行了试验验证。结果表明该方法是可行的,且具有实用性,和便于同一损伤过程的多角度对比研究的优点。     

某型导弹发射内弹道数值仿真

建立某型潜射导弹的内弹道方程组,对内弹道方程组进行了仿真计算,研究了变深度发射内弹道参数的变化规律及发射深度变化对导弹离筒参数的影响。     

基于冲突距离的空中高速路换道模型

为解决航空器在空中高速路中的运行安全问题,对空中高速路平行航路换道模型进行了研究。分析了航空器换道的运动学过程,根据航空器之间的冲突距离建立了航空器的平行航路换道模型,总结了影响换道航空器之间的冲突距离的因素。最后,经仿真计算得到航空器匀速飞行时与相邻航空器不发生冲突的理论安全距离。     

GPS自动归航系统在变化风场中的轨迹

研究全球卫星定位系统（GPS）自动归航系统在恒定风场中归航轨迹的计算，探讨了系统能够达到预定目标点的条件，给出系统在几种风场中的轨迹图。为了进一步验证归航轨迹能否回到预定点，给出了系统的变化风场中的仿真算法，并通过对仿真结果的分析，提出在系统着陆期间利用GPS定位和测速数据实行逆风控制的方案。     

结构随机跳变系统的自举滤波方法

针对在结构随机跳变系统的滤波中存在的“基础结构失真”问题,提出了一种对系统结构的非线性、系统状态和噪声的分布形式不再限制的滤波新方法。并就该方法的性能同目前广泛应用的滤波方法做了仿真比较,仿真结果证实了该方法的有效性及其优良性能。