矩形转圆形进气道马赫5正8°攻角启动性能分析

在马赫5、正8°攻角状态对收缩比为6.9的带楔形前体的矩形转圆形内收缩进气道进行了风洞试验和数值模拟,研究了该进气道无放气及有放气时在风洞中的启动特性。结果表明,无放气状态该进气道在风洞中并不能顺利启动,不启动状态进气道顶板上存在较大分离区,分离激波被推出内压缩段,此时总压恢复仅为0.378,增压比为54.1,出口马赫数为1.48。通过在内压段的顶板上激波附面层相互作用区域放气后,该进气道可在风洞中正常启动。启动后总压恢复为0.558,增压比减小至44.9,出口马赫数为1.84,放气量约为唇口封闭处截面流量的1.2%。以上研究表明,放气可有效改善内收缩进气道的启动性能,启动后放气量较小,总体性能较优。     

高超声速飞行器气动/隐身优化设计方法

针对高超声速飞行器气动布局设计中气动设计与隐身设计矛盾的问题,采用高精度气动和隐身计算方法,建立了基于直接全局优化算法、二次曲线参数化方法和Kriging代理模型的多学科优化设计平台,并对典型高超声速布局升力体外形开展气动/隐身一体化优化设计研究。结果表明：升力体布局典型状态下升阻比由3.13提高到3.69,考虑垂直极化和水平极化状态,俯仰±30°的雷达散热截面（RCS）均值下降60%以上,表明该平台具有良好的寻优能力,风洞试验结果验证了优化算法的可行性;高超声速飞行器的机身和翼/舵等部件具有显著的绕射特性,物理光学法等高频算法不能准确捕捉前后缘绕射,应当采用矩量法计算其RCS特性;高超声速飞行器的垂直极化和水平极化的RCS特性差异巨大,在设计中应当予以考虑。     

微小型航空发动机滚动轴承复合润滑冷却技术

通过CFD(计算流体动力学)分析,研究了调节喷入轴承腔内的混合油流量对腔内压力、气液两相分布规律的影响以及油气比的变化对轴承润滑冷却效果的影响.结果表明:混合油流量增大时,油气比增大,但轴承腔内压力分布规律基本不变,滚珠和保持架上受力不均效果增加;气液两相在轴承腔上游分布不均匀,滚珠位置对分布有影响;滚珠和保持架上油膜厚度分布不均,混合油流量的增加并不代表润滑效果的提升;混合油的冷却作用大于空气,油气比增大时可以增强轴承的冷却效果.      

浅析歼强飞机液压系统元件多发性故障

液压系统是飞机上一个十分重要的系统,其工作的好坏直接影响到飞机的操纵、起落架的收放和发动机的正常工作。随着观代航空工业的高速发展,飞机液压系统朝着高压力、高效率、大流量、大功率方向发展,对附件     

流固网络一体化模拟方法探索及应用

推导了一种新的流体网络与固体网络一体化模拟方法编成程序应用到航空发动机空气系统及沿程固体域的温度、压力、流量预测中.该方法将模拟系统简化为节点和元件组成的网络,节点和元件处建立守恒方程,应用新的方法将流体和固体网络统一求解.程序应用到有参考结果的算例中得到验证,验证后的程序被应用到某预研航空发动机涡轮盘的流场和温度场预测中,为工程设计提供了有用的参考.      

HAAS立式加工中心使用要点：生产组织及工艺方面应注意的问题

本文在对ＨＡＡＳＶＦ－ＯＥ立式加工中心的主要规格及参数作了简要介绍后，提出了在ＨＡＡＳ加工中心使用中，为使加工中心达到良好使用效果，提高经济效益，车间在生产组织及工艺方面应予以注意的一些问题和应遵循的一些原则。     

省级煤炭运输网络战略规划模型的建立和求解

针对某省2000年煤炭运输问题建立了综合运输网发展规划数学模型,该模型是一个124×82(8个0-1变量)的MILP(Mixed-Integer Linear Programming)问题,运行结果比较满意。文中阐述了建立模型的过程和求解模型的数学原理,并研究了如何根据所掌握的数据,为优化模型的参数选择合理的预测方法。     

一种乘波构型边缘钝化方法的仿真与试验研究

乘波构型被视为近空间高超声速飞行器的理想气动布局,但其在实施钝化修形后气动力性能损失严重,使得其实用价值受到影响。根据乘波构型的典型气动加热特征,提出了一种新的边缘钝化方法,并通过数值模拟和风洞试验相结合的研究手段对其进行了分析。结果表明:新提出的边缘钝化方法可使乘波构型在满足防热需求的同时,气动力性能得到改善;采用经过优化设计的钝化方法,钝边缘的乘波构型仍可作为近空间高超声速飞行的重要候选布局。     

非定常N－S方程的线化及其差分求解

在微幅简谐振荡的假设下，对计算平面内非定常Ｎ－Ｓ方程进行了线比，并在ＭａｃＣｏｒｍａｒｋ于１９８０年提出的半隐格式的基础上，发展了一种适用于求解计算平面内线化Ｎ－Ｓ方程的差分格式．用该差分格式求解计算平面内的线化Ｎ－Ｓ方程时，可以避免求解五对角方程；且时间步长可以取得较大，计算效率高．