一种直升机用斜流风机的设计方法

斜流风机的良好设计对提高直升机滑油冷却系统运行效率具有重要意义.针对直升机用斜流风机小尺寸、高转速、高压头的特点,根据准三元流动理论及相关设计思想,提出了这种风机进行结构优化和增压设计的准则,进而采用叶片径向平衡方程和约束条件求解子午面速度,最后基于气动力基本方程和自由涡理论进行回转面气动数据计算和风机造型.设计结果表明,在相同的直升机冷却风机运行工况下,斜流风机相对于轴流、离心风机,具有效率高、静压高和耗功少的优点.      

涡流冷却推力室中涡流结构的分析与优化

涡流冷却是一种新型液体火箭发动机推力室冷却方法,可以简化推力室结构,降低成本,提高可靠性。本文首先介绍该类型推力室的工作原理,并对涡流的结构进行了理论分析,得出内外涡流的速度分布特点。通过冷流场计算,验证了涡流结构分析的正确性。由于流体的粘性,减小了内部涡流的速度及涡量强度,影响推进剂的掺混及燃烧。通过对氧化剂喷嘴入射角的优化,发现氧化剂喷嘴倾斜一定的角度,可以增加内部涡流的速度及涡量强度,将有助于提高涡流冷却推力室中推进剂的燃烧效率。     

某型手掷电动无人机总体设计与飞行试验研究

按照飞行器设计的基本原理,完成了某型手掷电动无人机的总体设计,制作了3架采用不同尾翼布局的样机,并对其进行了飞行试验。通过对试验结果的分析可知,不同尾翼型式对高翼台、单尾撑后推式布局的飞机纵向操纵性与稳定性的影响较大。该项研究为此类小型手掷电动无人机的研究提供了参考。     

加速度计自动测试系统精密轴系设计

详细介绍了加速度计自动测试系统的重要组成部件——精密轴系（密珠轴承）的工作特点和结构设计;给出了密珠轴承的基本参数设计值和接触弹性变形、支承刚度。本文为密珠轴承应用在各种精密转台上提供了理论依据和设计参考。     

基于混合Contourlet变换和主成分变换的高光谱图像融合

针对高光谱图像波段多、存在噪声干扰等特点,提出了一种混合Contourlet和主成 分 分析（principal component analysis, 简称PCA）变换的高光谱图像融合方法。首先将多 个波段的高光谱图像进行Contourlet变换,得到系列多尺度、方向各异的子带系数,然后利 用PCA变换对各子带系数分别进行自适应融合处理。实验结果表明该算法可以有效地进行高 光谱图像融合,消除噪声干扰,获得比直接应用Contourlet变换和PCA变换更好的融合效果 。〖JP〗     

壁面温度对高超声速进气道不起动/再起动特性的影响

分析了高超声速进气道不起动/再起动特性,并对不同壁温下的高超声速二元进气道内流场进行了数值模拟,给出了不同壁温下的进气道不起动/再起动特性,以及进气道不起动马赫教和再起动马赫数随壁面温度的变化规律,最后对壁面冷却改善进气道不起动/再起动特性的内在物理机制进行了讨论.结果表明,采用壁面冷却能提高进气道的流量系数和总压恢复系数,有效改善进气道不起动/再起动特性,拓宽进气道的工作范围.     

滚动轴承加工质量与振动的灰色关联度

已经证明零件的加工质量对轴承振动会产生一定的影响,但现有的研究没有比较各种质量指标对轴承振动的影响程度。为此,通过实验研究,比较并评价不同性质的加工质量指标对轴承振动的影响程度。在研究中,采用两种航空轴承。考虑到统计理论的适用条件,采用了灰色系统理论。研究结果表明:结构尺寸误差参数对轴承振动的影响比较大,宏观形状误差参数和微观形貌参数对轴承振动的影响比较小。这表示轴承的宏观形状误差和微观形貌误差已经达到比较高的质量水平,以至于对轴承振动的影响不再成为主要因素,而轴承的结构尺寸参数及其公差存在着设计方法上的一些问题,从而成为影响轴承振动的主要因素。     

星载辐照剂量深度分布探测仪设计

空间带电粒子对在轨航天器会产生辐照剂量效应,严重时可导致星载设备及航天器等的性能衰减及寿命下降,因此采用了星内多点多方位的辐照总剂量探测技术.在中国首次采用深度剂量监测方案.每个探头设置5个剂量监测点,对应屏蔽厚度分别为0（开窗）,1mm,2.5mm,3.5mm,6mm的铝结构,探测剂量总量程为2×106rad （Si）,最高灵敏度为1rad （Si）.所设计的星载辐照剂量深度分布探测仪可以对卫星在轨遭受的辐照剂量进行实时监测和预警,其探测结果用于研究星内剂量深度分布,对卫星载荷在轨工作状态进行分析评估,并为后续卫星的抗辐照加固设计提供依据.      

跨音速飞机头部进气道前空速管的气动补偿计算

现有飞机的气压高度表误差往往较大,如Ma_∞=0.9时高度误差达300m,严重影响了飞机的低空、超低空飞行。为了减小气压高度表的指示误差,通常采用补偿方法。气动补偿是有效的方法之一。 由于机头及进气道的阻塞作用,机头前方将产生一个正压场。受正压场影响,有限长空速管所测静压并非飞机所在高度的真实静压,其中包含较大的静压误差C_(pw)。气动补偿原理就是选用特定外形的补偿空速管,使气流流经静压孔时产生一定量的补偿负压     

超音速旋转体与机翼当升力不为零时的波阻力

本文利用微扰动理论的波阻力积分公式, 推导了超音速旋转体与机翼当升力不为零时的波阻力公式, 应用这些公式得到细长旋转体与小展弦比机翼在一定的条件下的最小波阻力和对应的横截面积与升力顺气流方向的分布与外形,以及任意平面形状机翼的最小波阻力和对应的截面积与升力分布所满足的条件。最后, 建立了一个最佳超音速小展弦比机翼的极图公式, 并求解了最大升阻比问题。