机翼的动态分离流动特性

本文对两个机翼等速上仰及下俯的动态分离流动特性在水槽中进行了流态研究。结果表明，动态滞后效应与折算频率关系很大。转轴位置对动态滞后的影响与增加上爷角速度的作用有某种相仿的效应。机翼的初始迎角对动态流动特性有不可忽视的“遗传”效应。     

固体火箭发动机用新型涂料热防护设计和试验研究

介绍了某联合动力装置中的共底和环形点火器首次采用新研制的３５００Ｋ高温涂料进行热防护的配方设计、受热计算、涂层制备和试验考核。由环氧改性有机硅树脂基料、专用树脂固体体系和多种形状的硅酸盐填料制成的涂层具有优异的耐高温、隔热和抗烧蚀性能，还能常温固化成形，成功地解决了中型固体火箭发动机中大尺寸、薄壁、复杂型面零件的热防护和过烧蚀难题，有效地提高了发动机的工作可靠性。     

鸟撞载荷下Y12飞机前风挡非线性动力响应分析

 本文利用VEP系统对Y12飞机6mm和8mm厚的前风挡上三点,在0.91kg鸟以56～61m/s撞击下的非线性动力响应进行了数值分析,并与实验结果进行了比较,其中二点情况与实验符合很好。     

飞行器RCS近场测试技术研究进展与工程应用

雷达散射截面(RCS)测试是隐身技术和目标特性研究的基础。无论是研究物体的电磁散射特性还是研制具有突防能力的隐身武器系统,RCS测试都具有非常重要的意义。通过RCS测试可以验证电磁散射计算的理论和方法,更重要的是,对部分飞行器目标进行电磁散射理论计算非常困难,而通过测试可以直观地获得目标的电磁散射特性数据,从而避开复杂的电磁仿真计算。与外场、紧缩场RCS测试方法相比,近年来得到广泛应用与发展的RCS近场测试方法在飞行器目标的散射特性测试方面具有效率高、成本低的优势。介绍了飞行器RCS测试评估方法,综述了国内外RCS近场测试技术研究的最新进展与工程应用实例,分析展望了飞行器RCS近场测试技术面临的机遇与挑战。     

一种外环水平结构双轴光纤惯导系统旋转方案设计方法

目前国内外长航时高精度自主惯导系统多采用双轴旋转调制自动补偿技术,而旋转方案设计对系统导航精度影响至关重要.双轴惯导系统按结构可分为外环水平结构和外环航向结构两类.分析了外环水平结构双轴惯导系统在旋转方案设计中的局限性,考虑到光纤陀螺输出特性,指出外环水平结构双轴光纤惯导系统不宜采用传统旋转方案,并提出了一种该类双轴光纤惯导系统的旋转方案设计方法,最后对所设计旋转方案与十六位置旋转方案进行试验对比,试验表明此设计方案导航精度提升了71％.     

氢气添加对RP-3航空煤油着火特性的影响

为了揭示可燃小分子气体H2添加对RP-3航空煤油着火特性的影响,采用激波管实验装置对RP-3航空煤油的着火特性进行了实验测量,获得了多工况下RP-3航空煤油的着火延迟时间。以RP-3航空煤油的正癸烷、甲苯和丙基环己烷三组分模拟替代燃料的燃烧反应机理为基础,构建了RP-3/H2混合燃料的Zeng-Jachimowski燃烧反应机理,并对该机理进行了验证。采用该机理对RP-3/H2混合燃料多工况下的着火延迟时间进行计算与分析,结果表明:Zeng-Jachimowski机理可以较好预测高温条件下RP-3/H2混合气着火特性;当H2添加比小于70%时,着火延迟时间随H2添加缓慢减小,当H2添加比大于90%时,RP-3航空煤油/氢气混合气活性显著提升,着火延迟时间随H2添加急剧减小;通过对H,OH和O活性自由基的浓度及H自由基生成速率ROP分析解释了H2添加对RP-3航空煤油着火延迟时间的非线性影响。     

反压诱导方式对超燃冲压发动机隔离段流动特性影响

为了探究传统机械限流方式同燃烧释热对隔离段流动特性影响的异同,采用实验结合数值计算的方法研究了限流方式与实际燃烧诱导压升的差异.使用氢燃料进行不同当量比的燃烧实验,并使用燃烧室出口安装楔块的方式进行限流实验,对比了来流条件相同,且隔离段出口压比相同时两种实验下的压力分布.使用经过验证的数值方法模拟了不同隔离段出口压力下燃烧状态及对应的限流状态,对比了两种状态下隔离段流场细节.实验结果表明:激波链即将进入隔离段时,两者的压力分布大致相同;激波链进入隔离段后,隔离段出口压比2.3,两者的壁面压力分布有明显差别.此状态下的计算结果表明:燃烧状态下隔离段内分离区首先出现于下壁面,激波链向上偏折;而限流状态分离区出现于上壁面,两者的流场会有一定差异.反压继续增大的计算结果表明:隔离段出口压比达3.0时,两者的隔离段内流场差别逐渐减小并最终趋于一致.燃烧反压场与限流实验的模拟反压场一致时,才能直接采用限流实验的结果评估反压对进气道的扰动风险.      

海洋重力仪采样质量悬挂系统分析

针对轴对称型海洋重力仪采样质量悬挂系统的刚度设计问题,运用材料力学和最小势能原理重点对水平和垂直方向的等效刚度进行理论分析,分析结果表明:系统在水平面内各方向的刚度相等,与拉丝材料的弹性模量和横截面积成正比,与拉丝的初始长度成反比;系统竖直方向等效刚度与绷紧弹簧的张力成正比,与拉丝的初始长度成反比.对仪器工程应用中,因拉丝弯曲而产生的干扰阻力进行了评估分析,结果表明在正确选择拉丝的材料和几何尺寸的条件下,由干扰阻力所引起的误差可以忽略不计.     

航空机电作动器的混合整流全状态反馈控制

研究了一种适用于多电飞机供电系统的新型混合整流电路,并针对航空机电作动器负载特殊的用电特性,提出了一种基于全状态反馈的混合整流控制方法,在保证整流效果的同时,解决了负载功率短时大范围变化引起的直流电压不稳定问题。这种新型混合整流电路将二极管整流电路和脉宽调制(PWM)整流电路并联输出接负载,两者共同承担有功功率且比例可控,通过适当控制PWM电路达到网侧低谐波的目的,且当负载制动时,能量可以回馈交流侧电网。建立了混合整流器的线性化全状态数学模型,设计了基于线性二次型(LQR)最优化理论的全状态反馈控制策略。通过在MATLAB/Simulink下的建模与仿真,比较了全状态反馈控制方法与传统三状态反馈控制方法,并在机电作动器样机上进行了实验验证。仿真和实验结果表明,采用全状态反馈控制的新型混合整流方案对于功率大范围变化负载具有更好的控制性能。     

支线飞机的非常规/常规融合布局研究

为了在支线飞机设计中利用非常规布局的优势提高其性能,同时避免其所带来的问题,提出基于飞翼的非常规/常规融合布局。首先介绍运输类飞机非常规气动布局飞翼的突出优势和面临的问题,然后提出非常规/常规融合布局,最后通过设计方案的逐步迭代改进和优化,得到气动性能优于新一代支线飞机的非常规/常规融合外形布局方案,其中巡航升阻比提高了约7.5%、阻力发散马赫数提高了约2.5%、巡航效率因子提高了约7.5%,同时确保了飞机具有良好的机场适应性。基于飞翼的非常规/常规融合布局方案具有进一步提升性能的潜力,同时避免飞翼的其他一些不利方面,为未来非常规布局运输飞机的研究奠定一定的基础。