倒置喷管发动机性能测定方法的比较与分析

采用三种试验方案对喷管倒置１５０°引起的比冲损失进行了测定、分析和比较。结果表明，双室串并发动机顺倒置四喷管引起的比冲相对损失为１．８％左右；如果将顺置采用单喷管，那么该项损失大约为４．１％。采用双室串并发动机时，测试系统和判读系统误差不能进入测试数据中，所以它比单独采用顺置和倒置时测定的数据可靠。     

HB 7485-97<燃烧室性能试验>的编制与贯彻

概述了航空燃气涡轮发动机《燃烧室性能试验》标准编制过程中所考虑的几个主要技术问题,如：压力指数的确定、喷嘴模化问题、进口流场模拟、燃烧室效率测量计算方法、点火及熄火边界的试验方法及判断标准等;最后,对贯彻好该标准提出了一些建议。     

840D复合材料铺放系统及其控制策略

结合大梁带铺放工艺设计了预浸带铺放设备.铺放设备总体采用龙门式结构.分析了铺放设备运动规律和控制要求.采用西门子840D的Gantry功能对龙门架x向移动和横梁的y向移动实现双边同步驱动.针对大梁带铺放工艺要求采用840D的三轴联动和插补功能实现铺带头主运动,两个光栅传感器检测龙门位置(x,y座标),一个旋转编码器用于控制铺放头摆动位置(z座标).采用S7-300完成多数字I/O并行控制,搭建了铺带专用数控系统,很好的完成了铺带运动控制要求.     

飞机航路飞行的自动飞行仿真

给出了航路飞行自动飞行仿真的总体框架,介绍了采用分段线性函数描述控制指令的机动指令生成器算法,对机动指令跟踪器的控制律结构进行了设计,并对其参数进行了整定与调整。采用飞机六自由度模型对航路飞行过程进行了自动飞行仿真。仿真结果表明,飞机能够较好地完成航路飞行仿真任务。     

低速大迎角气动力快速计算新方法及工程应用研究

以势流理论为基础,采用工程方法并参考试验结果确定分离涡的起始分离位置,用不可压流涡段所产生扰动流场的线性迭加,计算涡分离流动流场。单独翼面、组合翼面标模和FC-1飞机计算结果与实验结果的对比表明,在失速迎角范围内,本文方法是一种有效的低速大迎角气动特性快速计算方法。     

进气畸变模拟装置的试验研究

 同一试验器上,在相同状态下,对挡板型、非完整进口型及紊流发生器型三类进气畸变模拟装置进行了对比试验。测量其总压场及速度场。获得某些规律性认识。     

一种求解欧拉方程改进的通量分裂方法

本文以Steger-Warming提出求解Euler方程的通量分裂方法为基础,利用改进的特征值分裂方法,建立了一种连续的通量分裂方法。该方法克服了Steger-Warming通量分裂法存在的分裂后的通量在个别点导数不连续的问题,同时方法简单,便于推广。对于通量分裂后的Euler方程,采用迎风格式,建立了相应的二阶隐式有限体积方程。为了减少求解所得块矩阵方程组所需要的工作量,本文利用特征变换,在不改变原方程组离散化精度的前提下,将所得块矩阵方程组化为分离的代数方程组进行求解,从而大大减少了计算量。文中分别对一维管流,二维绕NACA-0012和NACA64A-10翼型在亚声速和超声速来流的跨声速流场进行了计算,并将所得结果与有关实验和计算结果进行了比较,均符合良好。 本文所建立的方法具有占机内存小,计算时间短的优点。在普通中小型计算机上亦可使用。     

含2,4-二羟基苯甲酸铋催化剂的双基推进剂燃烧规律

1引言铅化合物是双基系推进剂中重要的燃烧催化剂,但其毒性引起了广泛关注。国外在研究对环境友善的绿色固体推进剂时,发现毒性极低的铋化合物对推进剂燃烧与常用的铅化合物具有相近催化效果,美国将2,4-二羟基苯甲酸铋用作双基推进剂燃烧催化剂来取代毒性较大的铅盐,以降低推进     

战斗机综合设计仿真系统中的飞控系统模型

通过分析飞控系统各环节对飞机动态特性的影响及第三代战斗机控制律的特点,为战斗机综合设计仿真系统建立了飞控系统模型。该模型是能够反映飞控系统功能的简化模型。通过对飞控系统各项功能与特点的检验,对飞控系统简化模型进行了验证。验证结果表明,所建立的简化飞控系统模型能够满足战斗机综合设计仿真系统的需要。     

攻角振荡对高超声速进气道性能影响数值模拟

应用重叠网格计算方法对高超声速飞行器出现攻角振荡时的发动机进气道的流场特性进行了数值模拟,给出了频率为10,20,40 Hz以及3°和5°振幅对进气道气动力、总压恢复系数和流量系数的影响,比较了飞行器在Ma∞=4,H=17 km爬升阶段和Ma∞=6,H=28 km巡航阶段攻角振荡对进气道性能参数的影响。计算结果表明,攻角的动态变化会造成进气道气动力、总压恢复系数和流量系数出现较大波动。