计算超声速战术导弹大攻角气动力的数值方法

本文给出了超声速大攻角情况下战术导弹气动力特性及压力分布的计算方法。该方法以Woodward,F.A.等人的有限基本解方法为基础。考虑了弹身头部涡、翼面前缘涡、翼面侧缘涡、后缘涡及诸运动涡系的影响,使其应用范围超出了小攻角的限制。 本方法适用于有、滚转有任意舵面偏转情况下正常式或前控导弹外形的气动力特性及压力分布计算。攻角范围直到25°。     

跨音速叶栅流场的无粘-边界层迭代计算

二维跨音速叶栅流场的计算是在无粘时间相关法计算程序的基础上采用无粘-边界层迭代而得。马赫数从亚音速到超音速范围的几种数值试验均与测试结果吻合一致。在边界层无强烈脱流时可获得很好的结果。     

陶瓷涂层隔热性能试验研究

本文对跨音速复合式气冷涡轮导向叶片陶瓷涂层隔热性能进行了试验研究。试验结果表明 ,叶片中截面净隔热效果为 167K,局部位置为 145～ 2 0 6K。并且 ,研究了燃气温度对叶片陶瓷涂层隔热性能的影响     

求解弹体接头柔度的摄动反设计法

 求解接头柔度是研究战术导弹弹体接头动特性的一个重要内容。现有的求解接头柔度的方法有:经验法;有限元法及拟合法等。本文提出在已知全弹固有特性的基础上采用摄动反设计迭代法来计算接头的柔度。     

GH169合金涡轮盘锻坯加热过程数值模拟

 本文采用基于热平衡原理的有限差分法对GH169合金涡轮盘锻坯的加热过程进行了模拟。计算结果表明:坯料不包套,在加热的最初阶段,坯料内部将因温差大而产生较大的热应力,采用包套加热,加热时间将延长,但坯料内部温度均匀,因而可采用一段制加热,这样,能够缩短加热时间,改善锻件质量。     

流量变化对中心进气旋转盘平均换热的影响

实际中心进气的气冷涡轮盘被简化成中心进气外缘加热的旋转盘模型, 以实验的方法研究了涡轮旋转盘附近冷气在非定常情况下的流动与换热特性, 主要是冷气量对盘面温度和盘面的平均努赛尔特数的影响。转盘的有效半径为 400mm,最大转速为 3000r/ min,加热功率为1000W。实验结果表明: 盘缘区域温度随时间的变化率大于中心区域温度随时间的变化率; 流量的改变, 盘面平均努赛尔特数亦随之发生较快的改变; 某一工况下对转盘进行加热, 稳定后, 停止加热, 盘面平均努赛尔特数从一个很大的数值逐渐减小, 然后再逐渐增大。      

定应变下丁羟推进剂贮存寿命预估

采用高温加速老化法,研究了中燃速丁羟推进剂在受力（１５％定应变）状态下力学性能变化,预体了推进剂的受力与非受力（０％应变）状态下贮存寿命。结果表明：定应变的作用对推进剂的贮存寿命影响较大,推进剂在受力状态下的贮存寿命比非受力条件下的贮存寿命缩短了４年左右。     

空中受油管尾流特性研究

空中加油能力几乎已成为现代战斗机必备的标志之一，本文是针对某机加装固定式受油装置后座舱内出现的飞行员难以忍痛受的噪声开展攻关研究的成果，研究对象为固定式受油装置的关键部件-受油管，文中就圆形和两种流线型剖面的受油管尾流特性开展了理论，试验和空测对比研究。     

大机动无人机飞行控制系统的设计与试验

本文着重介绍大机动无人机KJ-9C行控制系统的设计思想和所采取的技术措施,从而解决了如何稳定地进入和安全地退出大机动飞行,以及如何保持稳定盘旋等技术难题。通过方案选择、调节规律的确定、系统的组成、仿真技术的应用和机载鉴定试飞的全过程,证明这套控制系统既能满足无人机的战术要求,又易于工程实现。     

新型除氧喷嘴的雾化性能

对新型撞击式除氧喷嘴产生的雾滴尺寸、分布与喷嘴几何参数及工作压力的关系进行了研究。测量使用激光大粒径测量仪,其实时测量范围为75～3000μm。该喷嘴在工作压力为0.1～0.6MPa 时产生,雾滴的索太尔平均粒径小于900μm,粒径随供水压力增加而减小。应进一步研究这种喷嘴的几何参数,特别是射流孔口直径及孔口至撞击杆的距离对雾化的影响,以提高它的雾化性能。