基于OPC技术的测控软件开发技巧

概述了PLC的PROFIBUS—DP通信方式和OPC技术的基本原理，重点论述了某航空试验台的测控软件开发技巧，如何在Delphi开发环境下应用IOCOMP控件实现OPC Server／Client与PLC的组态过程，从而构建了应用软件和PLC的数据交互途径。这种通信方式在保证通信高效、可靠的同时，简化了程序，缩短了开发周期。     

声响:UFO的特征吗(上)

UFO现象多有强光但无声响,带有叮当声和呼啸声的UFO现象当然引发了争论和关注。 不明飞行物的目击报道已经不少了,但目击报道中提到声响的却为数不多,而这正是几年来我致力调查研究的焦点。我之所以把飞行现象和声响现象结合在一起探讨,是因为在70年代我曾经耳闻目睹了这种复合的UFO现象。那次经历启动了我的研究。而广泛的合作和巨大的兴趣使这项研究取得了进展。 那时我居住在加拿大安大略省南部的一个名叫奥尔顿的偏僻山镇中。该镇所在地区当时已有几起UFO目击事件发生。从1975年3月3日开始,我和邻居都看到了一种天空现象:明亮的白光、红光和绿光在夜空中作着难以置信的飞行表演,有几何角度     

步进电机的开环控制方法

介绍了步进电机的工作原理及使用单片机控制步进电机的方法，给出了简单的程序实例，并比较了各种控制方法的特点，希望起到一个抛砖引玉的作用。     

新型自动化报舵装置

介绍了新型自动化报舵装置的功用及实现方法，叙述了装置的安装、调试、测试方法以及注意事项。     

下腹板长度对单边膨胀喷管性能的影响

在落压比为4~60范围内,对两个不同下腹板长度的单边膨胀喷管模型进行了试验研究,得到了其壁面静压分布,并对4种不同下腹板长度的喷管模型进行了数值模拟研究,获得了总体性能参数.结果表明:在整个落压比范围内,喷管流动都呈现很强的三维特征,而且在高落压比条件下上膨胀面两侧边气流出现了横向分离.喷管轴向推力系数峰值随下腹板长度增大而增加,峰值对应的落压比也逐渐增大并趋近设计点.在落压比为30~80范围内,轴向推力系数随着下腹板长度增大而增加,在设计点轴向推力系数的最大值和最小值相差约1.8%;在特定低落压比条件下,较短下腹板长度的喷管具有高的轴向推力系数.气流矢量角随下腹板长度增加而增大,在设计点最大值和最小值分别为6.03°和-1.83°.      

基于膨胀度可控的SERN设计及试验验证

单边膨胀喷管（SERN）是超燃冲压发动机的关键部件,由于其几何非对称,在发动机点火/熄火瞬间,SERN会产生较大的冷热态俯仰力矩差,影响飞行器的稳定性。现有解决方法主要是利用几何/气动调节方式,但都有不利影响。本文提出了基于膨胀度可控的SERN设计的新方法,将采用该方法得到的喷管模型B与基准喷管模型A进行了对比研究,并对模型B进行缩比冷流试验,试验与数值模拟结果吻合良好。研究结果表明：飞行马赫数为4.5时,模型B的推力系数比模型A仅仅下降了0.1%,而模型B比模型A的冷热态俯仰力矩差减小了80.49%;飞行马赫数为6.5时,模型B的推力系数比模型A不仅上升1.1%,同时模型B比模型A冷热态俯仰力矩差还下降12.73%,验证了设计思想的正确性,为提高SERN俯仰力矩性能提供了一种新的思路。     

开槽尾流板对跨声速涡轮平面叶栅流场影响的实验

采用数值计算和实验相结合的方式研究了开槽尾流板对跨声速涡轮平面叶栅流场周期性的影响。通过数值计算研究了不同开孔率（10%、15%、30%、50%）和偏转角度（70°、71°、72°）下尾流板对叶片表面及叶栅流道出口压力分布的影响,并通过实验验证了尾流板对流道出口流场周期性的改善作用。结果表明:无尾流板时叶片表面压力分布明显偏离周期性计算结果,且流道出口压力分布的周期性误差较大;尾流板偏转角度和开孔率会影响叶片表面及叶栅流道出口的压力分布,适当调节尾流板参数能改善流场周期性;安装开孔率为50%,偏转角度为70°的尾流板时各流道出口的压力分布一致性最好且最接近周期性计算结果,计算和实验结果的周期性误差较无尾流板时分别降低47.6%和28.1%。      

超燃冲压及TBCC组合循环发动机尾喷管设计方法研究进展

随着对远程、宽马赫数范围内高速飞行器的需求日益迫切,超燃冲压发动机(Scramjet)、甚至未来涡轮基组合循环发动机(Turbine Based Combined Cycle,TBCC)等已成为国内外研究的焦点。推进系统是高超声速飞行器能否实现宽马赫数范围内高效工作的关键,而非对称喷管(Single Expansion Ramp Nozzle,SERN)是其重要组成部分和关键技术之一。本文主要分析了远程、宽马赫数范围内高速飞行器对其发动机尾喷管的特殊要求,简要回顾了国内外相关的研究进展,重点介绍了本课题组针对超燃冲压及组合循环发动机尾喷管设计方法的主要工作和研究进展。结果表明:在大落压比下,不同的设计方法对非对称喷管的气动性能,特别是升力和俯仰力矩影响较大。最后对未来的研究进行了展望,旨在总结目前的相关研究进展,梳理关键科学与技术问题,为后续的研究工作提供参考。     

下游喉道对双喉道气动矢量喷管气动性能的影响

数值模拟研究了下游喉道高度H对二维双喉道气动矢量喷管(DTN)所能达到的最大矢量角的影响,并分析了不同H时喷管腔内流动的发展规律.结果表明:H对喷管推力矢量角影响较大,尤其是H大于1与H小于1的喷管腔内会出现不同的主流发展过程.当喷管腔内主流刚好发展为完全超声速,下游喉道处声速线消失时,可以获得它在所给工况下可能达到的最大矢量角;并且H大于1时可以在较少的二次流百分比下就可以达到最大矢量角,而H小于1时则需要在较高的二次流百分比下才能达到,但其最大矢量角明显大于H大于1的喷管所能达到的最大矢量角.