大后掠翼大迎角定常与非定常俯仰气动特性及其控制

 对装有“前端襟翼”和“前缘襟翼”的74°后掠三角翼, 在迎角0°～ 90°范围的定常和非定常 (俯仰振动, f = 0. 4, 0. 8, 1. 2Hz) 的空气动力特性以及襟翼的控制作用作了实验研究。定常流的实 验结果与解N 2S 方程的计算结果作了比较。非定常俯仰振动使气动特性的变化出现迟滞现象, 但 仍能保持襟翼对定常流控制所具有的优越性。不装襟翼的三角翼的部分校测结果与文献中相应数 据一致, 表明实验结果可信。     

喷气推进系统的用能分析

应用工程热力学中技术功的概念和exergy分析的方法，以简单涡轮喷气推进系统为例，用一种新的观点对这类移动的开口系统进行了用能效率的分析。所得到的能流图和exeryy流图能够非常清晰地显示出系统各个部件中能量转化的情况，为部件性能的改进和整个系统效率的提高提供了有用的信息。这种分析方法摆脱了传统的脱离实际的循环分析，能够方便地处理诸如内外函发动机以及火箭发动机等各种复杂循环的系统。exergy分析能够更清楚地显示不可逆损失在各部件中的分配，从而更明确地指示改进的方向。     

面心立方合金调幅分解与有序化的X射线的透射电镜衍射研究

在点阵波理论基础上,通过假定合金中溶质原子浓度的适当分布并建立与之相应的衍射波波幅表达式,利用计算机模拟得面心立方（Ｃｕ－４ｗｔ％ＴＴｉ）合金调幅（Ｓｐｉｎｏｄａｌ）分解与有序化共存的Ｘ射线衍射边带形貌,其波形与实验结果颇为相近。进一步根据迭加原理在两相互垂直方向上对上述衍射边带合成,所得的有序化模拟衍射花样与电镜衍射谱完全一致。     

仿真转台用连续回转电液伺服马达低速摩擦特性研究

摩擦特性是影响仿真转台用连续回转电液伺服马达超低速性能的重要因素。介绍了马达内部摩擦的形式 ,对叶片作了系统的受力分析 ,通过计算机仿真揭示了马达低速运行时摩擦力矩的变化规律 ,提出了改善马达摩擦特性以提高超低速性能的措施。     

改进油流显示法研究层流和湍流下绕椭球分离流

用改进的油流显示法研究和对比了层流和湍流状态下绕椭球流动的表面摩擦力线结构 .实验中观察到 ,椭球表面摩擦力线在层流和湍流状态下具有不同的拓扑结构。只看流动对称面一侧 ,在层流状态 ,Re=1 .4× 1 0 6,迎角为 3 0°和 2 0°时都有三条分离线 ;而湍流状态同样实验条件下只观察到两条 ,并且分离线的位置推向下游 ,二次分离线长度也大大缩短。实验还观察了物体表面颗粒状突起对表面摩擦力线的影响 .层流状态下 ,雷诺数为 1 .4× 1 0 6时 ,分离线附近的颗粒状突起会显著影响分离线的形状 ,当雷诺数减为 0 .9× 1 0 6时 ,颗粒对分离线只有微弱的影响 .实验观察到的颗粒影响局限在壁面附近。本文用涡相互作用对之作了解释     

美国民用航空产业发展战略分析及其启示

美国民用航空产业的5个发展战略是民机与军机共同发展战略、市场经济条件下政府引导的产业整合战略、战略性贸易战略、技术领先战略和国际合作战略.     

测轨时序差分观测权阵的解析表达式

基于相关权逆阵和二次差分矩阵的对应关系,利用Delta函数的性质,推导了时序差分组合的相关权矩阵公式,并利用M atlab对解析表达式进行了数值验算。该公式可以直观地反映出差分组合观测量的统计相关信息。     

G3风洞跨音速试验段流场M数和边界层特性测量

测定一个下吹、暂冲式三音速风洞的跨音速试验段流场M数分布和侧壁边界层特性。该试验段上下壁面开槽,截面尺寸为535×375mm。测定的试验M数范围为0.2～1.15。M=1.0时每米Re数为10×10~6。取国内规定的流场不均匀度ε_M作标准,所测各点未出现|ΔM_(max)|≥2ε_M情况。侧壁边界层的平均速度、湍流度和湍流应力分布的规律性良好,表明侧壁面可用作边界层实验。所测得的湍流度分布结果可作为今后制订跨音速风洞湍流度指标参考。     

关于跨音速零升力翼型绕流的松弛和两种自修正风洞的收敛性

本文采用横向小扰动而纵向大扰动速势方程,计算了跨音速零升力翼型的绕流。在线松弛的数值实验中,φ_γ的差分式用简单迭代和φ_(xx)的差分式用改进迭代时,稳定性较好。此结论与文献的线化理论分析相符。 本文用混合差分法数值模拟,证明了基于两个控制面上的静压和基于一个控制面及翼面上的静压的跨音速零升力翼型自修正风洞的收敛性。对前一种方案,NACA0012翼型,M∞=0.9,RAE104翼型,M∞=0.8,对后一种方案,NACA0012翼型,M∞=0.72,0.8,在迎角为零和风洞高度与翼弦之比为3时,均能收敛到无洞壁干扰的自由流。