非晶态薄带冷却铜辊用内反馈静压轴承数值模拟

由于内反馈式静压轴承具有高回转精度、大承载能力和高油膜刚度等特性,固将其引入到非晶态薄带冷却铜辊支承结构中。为了获取冷却铜辊用内反馈静压轴承的承载能力特性,利用流体力学软件建立不同偏心距下的内反馈式静压轴承油膜模型,研究不同进油压力下随偏心距变化时轴承油膜压力场分布情况并计算出其承载能力。结果表明：在同等进油压力下,油膜承载能力随偏心距的增大而增大;在同等偏心距下,油膜承载能力随进油压力的增大而增大。最终通过与工作现场实验数据比对分析,当进油压力分别为3.0 MPa和3.5 MPa时,数值模拟载荷值与实际载荷值的相对误差分别为5.3%和5.4%,证明了数值模拟结果的可靠性。     

考虑人机匹配模式的舰载机甲板机务勤务保障调度算法

舰载机甲板机务勤务保障是全周期起降保障作业的关键环节,为提升机群保障能力并减轻传统人工制定保障计划的负担,研究了多类人机匹配模式下舰载机甲板机务勤务保障调度算法。首先,系统分析机务保障所采用的单机机组模式、大机组模式和一体化联合保障模式等人机匹配模式,基于保障流程约束、资源转移和保障范围等各类资源约束,面向实际保障需求,以机务勤务作业完工时间、保障人员累积转移时间和闲忙比方差和为优化目标,建立了适用多类人机匹配模式的舰载机甲板机务勤务保障调度模型;其次,将机务勤务保障调度问题抽象为典型的资源受限项目调度问题,基于考虑资源转移的串行调度机制,设计了双种群遗传算法,对调度模型进行优化求解;最后,保障场景案例实验表明,调度模型和算法可实现不同人机匹配模式下的机务勤务保障优化,显著提升各项保障目标。在同等条件下,一体化联合保障模式具有更高的保障效率和较好的人员负载均衡性,且该优势随着转移入场飞机数量的增加而增加,而人员累计转移时间最长;单机机组保障模式的优缺点与一体化联合保障模式相反,大机组保障模式则介于两类模式之间。     

扑翼机翼气动力和惯性力对翼杆结构变形研究

通过有限元方法探究了机翼上气动力和惯性力对结构变形的影响.研究表明扑翼机翼产生的气动力和惯性力大小在同一量级.机翼惯性力对机翼结构变形具有不可忽视的影响.当机翼处于水平位置时机翼气动力对结构变形贡献最大,同时合力产生的最大变形也出现在机翼水平位置.仿生扑翼机翼结构变形研究为高升力、低能耗扑翼机翼的设计提供了理论指导.      

太阳能无人机关键技术分析

介绍了当前太阳能无人机的发展现状,主要分析了太阳能无人机在设计、制造过程中所涉及到的各种关键技术,指出了需要突破的技术难点,包括轻质、高效太阳能电池的研制与应用技术、能量储存与能量控制系统、太阳能无人机机体平台设计技术。认为太阳能无人机作为航空科学技术与新能源技术相结合的产物,其研制过程需将气动、结构、推进、优化等多学科技术紧密结合。     

双涡/贫油驻涡燃烧室的贫油熄火特性试验

对在燃烧室进口高速气流条件下工作的贫油双涡结构驻涡燃烧室,通过改变主流马赫数与温度和改变其凹腔几何尺寸进行贫油熄火性能试验.试验结果表明:①随着主流马赫数的增加,贫油熄火余气系数减小,主流速度是影响贫油熄火性能的最主要因素.②主流温度的升高对拓宽燃烧边界有利,但是在达到600K后,对贫油熄火余气系数的影响逐渐减弱.③双涡试验件后体进气量的增加可以使贫油熄火性能变差.④不同凹腔宽深比对贫油熄火余气系数的影响很大,综合各个试验件结果,深宽比为0.88的双涡试验件的贫油熄火性能最好.      

基于微动调制的间歇采样转发干扰研究

文中提出了一种基于微动调制的间歇采样转发干扰方法,其基本思想是：干扰机对接收到的雷达信号在方位向调制匀速转动附加指数相位增量,在距离向进行间歇采样,再把干扰信号转发给雷达。研究了该干扰方法对合成孔径雷达（SAR）的干扰效果,分析了各关键干扰参数对干扰效果的影响以及干扰功率与干信比,最后进行了基于实测数据的仿真实验。分析表明,该干扰方法具有在距离向和方位向部分相干处理的特点,根据调制的各关键干扰参数的不同可对SAR实现二维欺骗干扰和压制干扰的干扰效果,且相对于常规射频噪声压制干扰而言,有一定的干扰功率优势。     

21世纪国际月球与行星探测的发展趋势

２１世纪国际月球与行星探测的发展趋势王景泉宋智（北京空间科技信息研究所）１月球和行星探测的主要成就□□月球探测曾有美国“先驱者”等３个系列、前苏联月球号等３个系列共发射４９个探测器,其中以“阿波罗”飞船载人登月达到高峰。９０年代,国际上又掀起重返月球...     

双层涡轮叶片异形冷却单元内换热特性实验研究

基于实际加工成型的双层涡轮导向器叶片内部特征,模化出操场形和椭圆形截面冷却结构。针对其内部应用的冲击/气膜复合冷却形式,实验研究了冲击靶面的换热特性,重点分析了通道截面形状不同时,进口Re数、气膜出流以及冲击孔和气膜孔的相对位置对冲击靶面换热特性的影响。研究中发现通道内部局部Nu数呈中心对称的波浪形分布,并且气膜孔壁面上游的换热效果整体低于下游,只有在靠近气膜孔中心局部区域的换热系数较高。随着进气Re数增加,换热效果逐步增强 。实验数据表明,截面形状不同的冷却通道的换热特性规律不同。对于操场跑道形冷却通道,冲击孔和气膜孔顺排时冷却效果较好;而椭圆形冷却通道中,冲击孔和气膜孔错排时冷却效果较好。     

新型无铰式旋翼气弹综合分析的全本征方程方法

针对新型无铰式旋翼构型存在的大变形几何非线性及根部多路传力的特点,并考虑非定常气动载荷作用,建立了无铰式旋翼气弹综合分析的全本征方程。发展了高精度的伽辽金法变阶有限单元,利用Newmark平均速度法和牛顿松弛迭代,实现了旋翼动力学与气动力的紧耦合求解。经过算例的对比验证表明,本文方法能够准确模拟新型无铰式旋翼根部多路传力条件,并在稳态气弹响应、振动载荷以及气弹稳定性计算等方面具有较好的精度。     

共轴刚性旋翼直升机桨毂阻力特性试验

共轴刚性旋翼直升机在突破常规直升机前飞速度极限的同时会产生巨大的桨毂阻力。为研究共轴刚性旋翼直升机桨毂的阻力特性,采用天平测力的方式在1.4m×1.4m直流风洞中对不同的共轴双桨毂组合模型进行了风洞试验。试验状态变量包括桨毂转速、模型各部件间缝隙和不同整流模型组合。试验结果表明:共轴双桨毂试验模型的阻力受对称光滑桨毂旋转运动的影响基本可忽略;各整流部件间缝隙对模型所受阻力影响较大,大缝隙会使试验模型阻力增大;各整流部件分离尾流存在较大的气动干扰,使模型所受阻力明显增加。