异形排气管的热态气动试验

在发动机活动试车台上,对全尺寸的从环形过渡到腰果形的发动机排气量,进行了热态的出口压力和温度分布测试,实验结果表明,排气管出口截面的上部存在有严重的低压区,出现气流倒流的现象,产生的原因是由于发动机排气管的上壁面的扩张角过大造成的,排气管出口夫面温度由上向下不断提高,上部因受冷气倒流的影响,温度只有９０℃左右,而对应排气管环形部分直接排出燃气,由于未受冷空气的掺混,使出口截面下半的气流最调达度４２     

定时定点月面着陆全程轨道控制设计

针对定时定点月面着陆的目标要求,提出了全程轨道控制设计方法。进行了包括地月转移、近月制动、环月降轨和动力下降的全程轨道控制的分段设计和联合规划,实现在入轨轨道偏差条件下的定时定点月面着陆。分别构建了中途修正、近月制动、环月降轨三段轨道控制的规划变量和目标参数;根据轨道倾角建立了动力下降点与着陆点的匹配转换关系。设计了中途修正、近月制动、环月降轨、动力下降的全程轨道控制策略的联合规划。建立了着陆位置偏差与轨道倾角偏差、着陆时间偏差与轨道半长轴偏差的修正关系,修正设计了中途修正目标倾角和近月制动目标半长轴。仿真算例表明,在入轨偏差轨道条件下,保证了中途修正后的飞行轨道与标称轨道基本一致,实现了与标称状态基本一致的定时定点月面着陆。可应用于月球着陆、月球采样返回以及载人登月等实施月面定时定点着陆任务的轨道设计和控制实施。     

降低CC50汽轮机推力瓦运行温度研究

针对4#机组汽轮机出现正推力瓦运行金属温度偏高的状况,在深入调查4#机组汽轮机现状的基础上,通过与现有标准相比较,确定目标为正推力瓦运行金属温度≤95℃;在具体分析其影响因素的基础上,确定了5个主要影响因素,并针对其采取了相应措施,改造结果表明确实使4#机组汽轮机组正推力瓦运行金属温度低于95℃,达到了预期目标,为汽轮机的改造提供了技术指导。     

微型管状熔断器高电压低气压下熔断特性研究

针对进口空间用FM08系列熔断器在空间低气压环境条件下出现的持续拉弧放电现象,以国产的空间飞行器用微型管状熔断体RSG-I-FFA系列熔断器为研究对象,进行了高电压低气压条件下熔断特性的验证试验。对164只样品进行了不同气压下的高电压大电流试验,试验结果表明,RSG-I-FFA系列熔断器在空间低气压高电压下能可靠熔断,熔断后熔断器外观完整,断点间阻抗大于100 kΩ,可以在空间飞行器上安全使用。     

2050年：乘坐透明飞机旅行

到2050年，人们将能够乘坐用透妇材料制成的飞机旅行。乘客可以透过舱壁从高空观赏埃及金字塔、巴黎埃菲尔铁塔等世界名胜。     

昆明新机场地基沉降与地基土参数反分析研究

一、引言 沉降计算所采用的地基土参数是由室内试验确定的，由于土样在取土和运输过程中的扰动，地基土天然分布的不均匀性，以及现场和室内试验边界条件存在差异，导致室内试验所得的结果与地基土参数的实际值往往存在较大差异。     

长春空管站空管4号雷达系统通过验收

6月8日,长春空管站空管4号雷达系统正式通过验收,这标志着空管4号雷达系统试运行工作已经进入倒计时。空管4号雷达系统的试运行将彻底改变长春机场没有管制雷达的历史,同时长春机场也是国内首家采用国产雷达作为主用雷达设备的省会机场。     

弹翼张开气动特性研究

导弹在高速飞行中的弹翼张开过程是一类非定常、非线性的复杂空气动力学问题。为了研究弹翼张开过程中的空气动力特性，我们在FL-1风洞开展了弹翼张开气动特性试验技术研究，并针对典型的折叠弹翼进行了风洞试验。试验结果表明，弹翼张开过程中，导弹的气动特性发生了显著变化，随着弹翼张开速度的增加，准静态试验的误差逐渐增大。     

固液火箭冲压发动机内两相反应流场数值计算

为了计算固液混合式火箭冲压发动机补燃室内的三维反应流场，用块隐式法求解气相Navier-Stokes方程组，用连续介质模型和k-ε-Ap模型计算颗粒相的湍流流动与蒸发过程，用修正的k-ε-g模型描述燃料的燃烧。为了分析发动机设计参数对反应流场的影响，用不同的条件进行计算，并由此分析了补燃室几何结构和液体燃料切始颗粒直径对燃烧效率的影响。算例表明，计算方法有效可行。数值结果能够反映流场结构、液体燃料的蒸发和两种燃料的燃烧过程。