某民机尾翼布局对全机稳定性影响分析

利用CFD手段,对下单翼尾吊布局民机的两种不同尾翼布局形式进行计算,分析两种不同尾翼布局对全机的纵向、航向稳定性的影响,结果表明,对于下单翼尾吊布局的民机,气动上"T"型尾翼布局更具优势。     

基于N-S方程的直升机旋翼翼型反设计方法

为了在实际旋翼翼型设计中考虑粘性影响,采用N-S方程为主控方程,建立了旋翼翼型流场求解方法。使用以Poisson方程为控制方程的网格生成程序生成围绕旋翼翼型的N-S粘性贴体网格,该网格生成程序能在反设计迭代过程中自动更新过渡翼型的粘性网格。在翼型流场计算及网格生成基础上,采用了MGM方程作为翼型反设计方程,建立了一套能够考虑粘性影响的直升机旋翼翼型的反设计方法。应用该方法,分别对二维NACA系列翼型、OA系列翼型、超临界翼型进行了反设计分析,获得了满足要求的二维旋翼翼型,并与目标值(压力分布、升力系数、阻力系数、力矩系数)吻合良好。     

含La铝硅共晶强制性非稳态生长

 试验考察了含La0.5％wt铝硅共晶强制性等加速等减速非稳态生长,纤维状共晶相半径R可以及时响应生长速度的变化,而片状共晶间距λ的响应则是迟钝的、波动的。试验分析了生长过程中初生α相偏转和共晶数量的变化。文中建立了非稳态生长理论模型,分析表明溶质扩散、共晶生长响应动力学和交互作用控制非稳态生长过程。     

某型大涵道比涡扇发动机飞行推力确定方法研究

以某型大涵道比涡扇发动机为研究对象,结合动力装置适航取证＂飞行推力确定＂试验科目,对该型发动机飞行推力确定方法进行了分析,并开发了该型发动机飞行推力确定计算分析软件。结合发动机设计单位给出的设计值,对该计算方法进行了验证。结果表明,采用飞行推力确定计算方法得到的计算值与设计值间吻合程度较高。     

随机信号雷达抗ARM能力分析

介绍了随机信号雷达的实现方法,从随机信号雷达的原理出发,分析了随机二相码连续波雷达的低截获概率特性及其抗ARM能力,探讨了随机信号雷达在作战中的运用.     

化学非平衡效应对返回舱再入气动力特性的影响

高空高马赫数条件下,化学非平衡效应将对飞行器气动特性产生影响,影响飞行器气动布局优化和飞行弹道设计。文章通过三维化学非平衡流动求解程序,针对再入返回器开展数值研究与机理分析,通过对比完全气体模型和化学非平衡气体模型获得的气动力参数,揭示化学非平衡效应对流场结构和气动力特性的影响和规律。结果表明,对Apollo的气动力计算结果验证了模型和计算方法;化学非平衡效应影响下,激波层内化学反应消耗大量能量,致使激波脱体距离减小,气体压缩性增强;典型状态高度为70 km,Ma=30条件下,化学非平衡效应导致返回器升力系数增大约6%、阻力系数增大约1.3%～3.3%、升阻比增大3%左右、俯仰力矩系数增大,从而使配平攻角减小约2.5＆#176;;通过机理分析,发现化学非平衡效应影响下表面压力系数发生变化的原因是飞行器周围激波形状及驻点压力改变,表现为气体沿流线经激波层、压缩区和膨胀区的历程变化;对于钝体形状的返回器,迎风面前体压力系数增加和后体压力系数降低,造成轴向力和法向力系数增大。     

化学非平衡效应对返回舱气动特性的影响分析

航天器返回舱再入过程中,高马赫数造成激波层内气体温度急剧升高,由此导致的化学非平衡效应对返回舱气动特性将产生显著影响。而飞行高度和速度的变化影响着化学非平衡过程,进而改变对飞行器气动特性的影响程度。文章通过求解三维Navier-Stokes流体动力学方程,利用耦合化学反应动力学模型对返回舱再入开展数值研究与机理分析,获得量热完全气体模型和化学非平衡气体模型的气动力预测值,分析飞行条件变化时化学非平衡效应对气动特性的影响规律。根据Apollo返回舱的AS-202飞行试验数据验证了计算模型与数值方法。对返回舱的模拟结果表明,高度不变、马赫数增大时,完全气体模型的气动特性预测值不变,化学非平衡效应影响下的轴向力系数、法向力系数和俯仰力矩系数与完全气体预测值的偏差均增大,化学非平衡效应增强;马赫数不变、高度增大时,化学非平衡效应造成的气动力预测值偏差也增大,配平攻角差值略有增加,化学非平衡效应同样增强。机理分析发现,飞行条件变化所造成的化学非平衡流场和压力分布变化是影响气动力变化的主要原因。     

铝硅共晶柱状晶凝固

 将强制凝固的理论和试验结果应用到铝硅共晶铸锭柱晶凝固过程,得到了共晶片间距同凝固速度、形核过冷间的关系。柱晶凝固时共晶片间距同平均凝固速度因子V~(-2/3)成正比,还同凝固时形核过冷密切相关,形核过冷增加使共晶片间距减小。文中讨论了影响形核过冷的诸因素和凝固组织均匀性问题。     

某型弹道式飞行器分布式测试训练系统设计

针对弹道式飞行器技术准备流程复杂、测试仪器与设备体系庞大、施训环节易受制约等问题,提出了一种基于分布式交互仿真技术的测试训练系统框架.在分析某型弹道式飞行器测试训练系统功能需求基础上,在Visual C++6.0集成开发环境下,采用虚拟仪器仪表技术和高端数据采集技术设计了与实装软硬件人机接口一致的模拟系统;采用面向对象...     

旋转中心随旋转角度变化的扇束重构算法

首先推导了旋转中心到扇束中心射线移动距离为旋转角度的函数时的精确滤波及投影重构算法 ;然后推导了这个函数为线性函数时的重构算法 ;最后用计算机模拟法证明了两个算法的正确性