中国返回式卫星与空间科学实验

中国返回式卫星发展至今已有30 多年, 共发射了23 颗返回式卫星. 在多次返回式卫星任务中成功进行了大量的空间科学和技术实验. 本文首先概要介绍了中国返回式卫星的发展情况、技术特点、在返回式卫星上进行的空间科学实验情况; 其次, 介绍了卫星平台对有效载荷可提供的环境条件、服务支持以及载荷设备研制与卫星技术流程之间的匹配关系和接口要求; 最后, 对卫星平台的技术发展趋势与应用前景进行了展望.     

悬停和前飞状态倾转旋翼机的旋翼自由尾迹计算方法

将倾转旋翼机的旋翼尾迹问题区分为二类,即悬停和前飞等状态的定常尾迹以及过渡飞行状态的非定常尾迹.基于Weissinger-L升力面理论和卷起桨尖涡模型,建立了一个悬停和前飞状态的倾转旋翼自由尾迹分析方法.该方法不仅适合于单旋翼尾迹计算,也适用于双旋翼尾迹分析.分别以ATB旋翼和缩比的V-22旋翼为算例,计算了悬停状态的旋翼自由尾迹和诱导速度,并与可得到的试验数据进行了对比,验证了该方法的有效性.本文也对双旋翼的干扰尾迹进行了计算,表明了悬停和前飞状态不同的尾迹干扰影响.     

高校思政课教学中“以理服人”的路径探析

高校思政课教学最突出的特点是其理论性很强,这也正是学生觉得枯燥无味的地方,而这一年龄段的学生,其思维的独立性、全面性、深刻性与批判性有了很大发展,喜欢探究事情背后的原因。因此,要增强高校思政课教学实效,关键还在于思政课教师在教学活动中能否\"以理服人\",而要做到\"以理服人\",就要求教师要加强科研,以科研促教学;要创新教学方法和艺术,培养学生理论联系实际的能力;在教学过程中处理好政治性与学术性的关系。     

基于瞬态尾迹模型的直升机旋翼旋转噪声计算

针对旋翼噪声时域方式求解的特点,本文在能考虑厚度影响的桨叶升力面气动模型的基础上,建立了一个随时间推进的瞬时自由尾迹模型,在该模型中,为提高桨叶载荷计算的准确性,计入了翼型的非定常气动力影响、桨叶的挥舞运动和旋翼的气动力平衡。利用建立的自由尾迹模型,结合Farassat的时域噪声预测理论,构建了一个旋翼旋转噪声预测方法。利用该方法首先计算了模型旋翼在前飞时的载荷和声压时间历程,通过与试验数据的对比,验证了方法的有效性,然后基于本文建立的噪声预测方法,计算了悬停和前飞状态直升机旋翼的厚度噪声、载荷噪声及总旋转噪声的声压时间历程和频谱特性。     

基于自由尾迹方法的共轴式双旋翼流场分析

建立了一个适合于共轴式直升机双旋翼流场特性分析的自由尾迹计算方法.该方法中,桨叶模型采用了升力面/涡格法,尾迹则使用畸变的自由尾迹模型,以更好地模拟流场特性及计入桨尖三维效应.通过旋翼下洗速度的计算值与可得到的实验值对比,表明了该计算方法的有效性.然后,着重计算分析了共轴式直升机的旋翼尾迹结构和诱导速度分布,并与单旋翼情况进行了对比.结果表明:悬停时,与单旋翼相比,共轴式双旋翼在旋翼下方的诱导速度更大,但并非两幅单旋翼诱导速度的迭加;前飞时,随前飞速度的增加,上下旋翼间的相互干扰逐渐减弱.     

圆形断面自由湍动射流卷吸的实验研究

应用热膜流速仪对圆形断面自由湍动纯水射流的流场进行精细量测后，得出射流的卷吸流量和卷吸后总流量沿程增大的变化规律，当出口雷诺数大于某个临界值时，流量增大系与雷诺数及断面距离无关，基本上是一个数常数；当雷诺数小于临界值时则随雷诺数变化。     

倾转旋翼机旋翼对机翼气动干扰的建模及分析

建立了一个耦合旋翼自由尾迹模型和机翼面元模型的悬停状态旋翼/机翼气动干扰迭代计算方法,用于分析旋翼对机翼的气动干扰影响.在该方法中,为较好地模拟大桨盘载荷及大扭转桨叶的气动特征,旋翼桨叶采用Weissinger-L升力面模型;为考虑厚度效应及机翼的升力影响,建立了包含源面元和偶极子面元的厚度机翼模型;为正确模拟旋翼桨尖涡与机翼表面间的贴近干扰,采用了一个     

共轴刚性旋翼构型高速直升机发展研究

共轴刚性旋翼带推力桨构型在保留常规直升机优异近地面机动能力的基础上,可实现速度与航程提升一倍,是下一代军用直升机的主要构型.本文从直升机构型发展需求出发,系统梳理了共轴刚性旋翼的概念原理、技术攻关和型号预发展过程,并以美军未来高速直升机型号发展和直升机技术发展趋势,提炼并概括了以高速直升机装备为代表的下一代军用直升机的...     

前飞状态直升机总距操纵响应特性计算

本文对直升机运动方程中关键的旋翼气动力预测采用非定常分析计算模型,建立了时间推进自由尾迹方法。通过计算的孤立旋翼的总距操纵突变时的气动力响应与试验值的对比,验证了自由尾迹方法用于瞬时气动响应计算的有效性,然后利用嵌入自由尾迹模型的直升机运动方程分析了在前飞条件下,对旋翼进行总距阶跃突增及余弦突增操纵时,直升机载荷因子和平飞速度的时间响应历程。     

高速直升机发展现状、趋势与对策

针对常规直升机大速度状态下的旋翼气弹耦合突出、振动载荷预估难的问题,建立旋翼气弹动载荷分析模型并针对大速度前飞状态下的旋翼载荷特性开展分析。针对桨叶典型的细长柔性梁特征,基于柔性多体动力学框架建立旋翼结构动力学模型,并针对大速度状态下的桨叶负升力和气动干扰特点,采用双峰自由尾迹方法建立旋翼气动模型。在模型验证基础上以B0105旋翼为研究对象,开展大速度状态下旋翼气动、结构载荷计算,结果表明：在大速度状态下B0105旋翼桨尖前行侧出现较大负升力,产生偏置气动力矩效应,气动力矩呈现脉冲式振荡特点;桨根垂向剪力和挥舞弯矩的谐波量呈倍数级地急剧增加,其中桨根挥舞弯矩的四阶谐波幅值增长幅度最大;桨毂垂向力、滚转力矩和俯仰力矩的四阶谐波均大大增加,其中桨毂垂向力增长幅度最大;大速度状态下的桨尖负升力和强力矩造成桨叶高频弹性扭转变形,进一步恶化拉杆载荷。