一种翼身融合体飞行器外形的RCS计算与实验

飞行器隐身技术是当代军事技术中的一项重大突破,低雷达散射截面（RCS）的飞行器外形是专业人员努力追寻的研究目标。本文采用Toplitz变换和混合迭代的算法,对新设计的一种鸭式布局翼身融合体飞行器外形进行了RCS计算,并在微波暗室内对模型进行了测试。实验结果与理论值基本吻合,误差在1dB之内,证明此算法行之有效,优化设计的翼身融合体飞行器具有良好的隐身性能。     

侧壁约束下压缩激波/湍流边界层相互作用低频不稳定性实验研究

侧壁面约束条件下压缩激波/湍流边界层相互作用（Shock-Wave/Turbulent Boundary-Layer Interactions, SWTBLIs）呈现出区别于经典二维SWTBLIs的强三维特性,尤其是低频不稳定性问题自发现以来就受到了广泛关注,而其与下游压缩环境之间的关联性尚不明确。本文基于带侧壁约束的超声速压缩拐角构建三维受限的SWTBLIs流动,并通过自由射流风洞实验进行了系统研究,其中来流Ma∞=2.5、湍流边界层发展厚度对矩形流道宽度的占比约0.08、压缩拐角在12°~24°的宽范围内变化。通过不同压缩拐角下流场结构演化及壁面压力脉动信号谱特性的对比,揭示了侧壁面约束条件下压缩拐角对低频大尺度振荡时间-空间演化行为的影响规律和作用机制。研究发现：压缩拐角角度较小时,侧壁面约束导致的“拖尾效应”有助于延缓压缩拐角附近流动分离模式的过渡,并抑制压缩激波的不稳定性;压缩拐角达到20°及以上时,压缩拐角前沿逐渐发展为大尺度流动分离模式,侧壁面约束的角区将首先发展出能量集中的低频脉动,并逐步演化为两种峰值频率分别为约50Hz、200Hz量级的不同大尺度间歇性低频振荡叠加行为,且伴随着压缩激波形态的显著改变;两种低频振荡行为都属于SWTBLIs流场的全局性不稳定振荡,但沿着展向振荡强度差异显著,角区内的振荡强度远远高于中心主流区域。     

涵道风扇部件耦合设计方法及初步应用

涵道风扇是未来绿色航空动力的重要发展方向,快速、准确的涵道风扇设计方法成为工程领域的迫切需求。在传统的涵道风扇设计方法中,部件间的耦合效应需要建立在完善的三维数值计算或试验数据的基础之上。而本文发展了考虑涵道风扇关键部件耦合效应的设计方法,形成了涵道风扇一体化设计手段,并以此为基础开展了涵道风扇的一体化设计及验证工作。结果表明：相比于简单叠加设计方法,耦合设计使叶片推力设计误差由15%减小到3.5%;采用部件耦合方法设计的带有扩张喷管涵道风扇和等直径喷管涵道风扇的转静叶片推力设计误差满足工程需求,确认了部件耦合的设计方法正确传递了部件间的影响关系;通过试验对设计结果进行了推力校验,试验结果与设计点的总推力误差为1.25%,证明了本文发展的耦合设计方法的准确性。     

强度关联遥感成像技术

过去十多年中,利用光场的量子（或经典）涨落及其关联获取目标图像信息的量子（强度）关联成像技术和基于自适应稀疏结构表象的信号处理技术的不断发展,为图像信息的获取提供了一条可突破传统光学成像技术图像分辨率和图像获取效率理论极限的全新技术途径。文章将概括地介绍这一研究方向,并简要讨论其在遥感领域中的应用前景和需要进一步研究的...     

圆极化天线在远场条件下的测试方法

在微波暗室远场条件下,设计了一种利用线极化天线测量圆极化天线的方法.基于圆极化波的分解理论,利用线极化天线进行两次正交测量,所得结果通过公式换算,得到圆极化天线的方向性图和增益.通过多次对圆极化天线进行实际测试,验证了此方法的有效性,满足了实际应用的需要.     

战斗机驾驶舱显示/控制技术的发展

DevelopmentotDisplayandControlTechnologyofFighterCockpit头盔显示器和大尺寸有源阵液晶显示器是未来战斗机驾驶舱的显示方式,而今天普遍采用的平显从JSF开始将逐步退出战斗机驾驶舱第四代战斗机F－22以及三代半战斗机“台风”、“阵风”和JAS39有一个共同特点是单座机。在未来战争中,仅由一名飞行员完成目前需要由二人（例如F－14、F－15E）完成的复杂作战任务,这无疑对驾驶舱人机接回的显示／控制系统提出了更高的要求。因此,为了减轻驾驶员的工作负荷和增强其情况了解（SA）,这些战斗机都尽可能地采用或分阶段地逐步采用…     

国外航空疲劳研究现状及展望

航空疲劳问题是影响在研/在役飞机性能的关键因素之一。以航空疲劳事故为线索,本文论述了航空结构强度设计理念的变革历程以及相应各时期的航空疲劳发展现状,并围绕21世纪以来国际航空疲劳界的关注热点,从结构长寿命设计、疲劳分析方法及工具、全尺寸结构疲劳试验技术、结构健康监测技术、老龄飞机延寿技术等五个方面阐述了航空疲劳工程领域的重大研究进展及方向。考虑目前航空疲劳工程中的问题及未来航空器的发展方向,从航空疲劳评定基础问题、长寿命设计应用问题、试验评估及数字化新技术等方面指出航空疲劳研究所面临的挑战,以满足现代飞机长寿命、轻质和高可靠性设计要求,为航空疲劳未来发展提供技术参考。     

GE公司研究F414的发展计划

GE公司已确定了推力为98千牛的F414发动机的发展途径,这种发动机将装F/A—18E/F,其安装推力将增加25%.这项计划是美国海军在8月初刚收到头两台生产型F414后GE公司提出的.据GE称,交付给海军的两台发动机是早期第一批小批量生产的28台F414-GE-400中的两台,接着到今年底,将交付13台以上.海军与GE公司已签订购买142台早期小批量生产的F414,这些发动机将分三批交付,最后一批将在2001年5月末交付.F414的大批生产在9月开始,每月生产两台,然后增加到6台,大约到2002年,每月的产量将增加到10台.     

轮盘偏心孔低循环疲劳寿命预测法

本文在系统的试验研究基础上提出了应用光滑圆棒试样的低循环疲劳断裂寿命统计数据来精确地预测轮盘偏心孔的低循环疲劳起始中值寿命和可靠性寿命(存活率p=99.9％)的方法。研究表明,对近似于单轴应力状态的轮盘偏心孔来说,其起始寿命一般只与危险点上的最大应变历程有关,而与应变梯度关系不大。研究还表明,中值寿命通常只与钢的化学成份和热处理种类有关;而可靠性寿命则与许多因素有关。