流场显示在超、跨声速平面叶栅试验中的应用

详细介绍了用油流显示法在SB301超,跨声速平面叶栅风洞的试验研究。用油流显示法准确地显示了压气机叶片表面层流附面层分离泡的准确位置和气流在叶栅通道中产生气流旋涡的形状,以及在涡轮叶片表面上的激波位置。在叶栅试验中,用油流显示法并结合试验中的叶片表面M数的分布的测量,是观察叶片表面气流流动情况的的最经济和最直观的一种有效的测试方法,同时还简要介绍了墨水喷注法在叶栅试验中的运用。     

高空台空气降温条件的技术改造

介绍了高空台空气降温系统技术改造的必要性和改造的原则，简要叙述了技改后的高空台空气降温系统工艺方案和工艺流程；并对技改前后的高空台空气降温系统的设备和性能进行了对比。     

空气液化发动机参数分析

为了准确分析空气液化发动机为飞行器性能的影响，有必要分析发动机在整个飞行过程中的参数变化。对基本空气液化方案和空气液化分离方案两种发动机进行了构型和系统分析。计算表明空气液化发动机的推力、比冲等重要的总体参数在飞行过程中会有较大的变化。分析数据对全面、准确分析飞行器性能提供了依据。     

测试性验证中抽样方案的精确算法及应用

通过对二项分布函数单调性的讨论,提出了求解二项分布函数联立不等式的精确算法,可迅速准确地获得测试性验证的抽样方案。并研制了测试性验证软件包,可以较好地满足测试性验证的要求。     

带襟翼三维机翼上的分离流、襟翼槽与剪切口流动

本文运用嵌套网格方法严格考虑机翼切口和襟翼端面几何形状生成了合理的计算网格,并应用雷诺平均Navier-Stokes方程和Johnson-King湍流模型计算了带双襟翼三维机翼的粘性绕流,特别是大迎角下机翼襟翼上的分离流、襟翼槽与剪切口流动.计算实践表明,用该方法可以很好地预计最大升力.     

后掠翼身干扰区流动特性及改善措施研究

利用流动显示及表面压力测量方法研究了后掠翼身干扰区的流动特性,并研究了用小边条等措施改善干扰区的流动特性的效果。结果表明,随着不同机翼后掠角、不同迎角及不同Ｒｅ数对干扰区流动特性的影响,流成可以从一涡系变成多涡系由定常变成非定常,而且在一定的Ｒｅ数以后涡系会湍流化;翼身干扰区上游的的逆压梯度是导致边界层分离的物理原因,利用面积很小的边条可以降低干扰区局部的逆压梯度,可以导至干扰区的旋涡很弱,甚至不     

轻型动能拦截器固体控制发动机方案分析

对国外轻型动能杀伤飞行器（ＫＫＶ）采用固体燃气发生器作动力的控制发动机方案进行了分析,比较了变流率燃气发生器、装药设计和脉宽调制变推力执行机构方案等,提出了适合国内技术条件的可行方案,并讨论了有关技术问题。     

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     

基于验前信息的测试性验证试验方案确定方法

针对目前测试性验证试验方案样本量过大、工程上实现困难的问题,提出了基于验前信息的复杂设备的Bayes测试性验证试验方案.首先,利用Beta分布对测试性验前信息的不确定性进行描述,运用不同来源的验前信息确定验前分布超参数;然后,定义了验前分布不确定性测度和支持度作为验前信息加权因子,设计了相应的融合算法;接着,利用融合后的验前信息建立成败型装备测试性验证试验方案的Bayes决策模型;最后,通过实例分析表明,与经典验证试验方案相比,新方案减少试验样本量40%左右,又克服了传统Bayes验证试验方案的冒进.      

卫星/伪卫星组合着舰导引中伪卫星的布局方案设计

卫星/伪卫星组合着舰导引系统的定位精度与伪卫星的几何布局有密切关系.为提高系统的定位精度研究伪卫星在航母上的布局问题,根据伪卫星的特点以及航母的构造选定伪卫星的8个可布设点搭建舰载机着舰过程的仿真模型,构造舰载机及航母的航行轨迹,同时在仿真模型中引入舰船运动模型.利用精度因子分析在舰船上布设伪卫星对定位精度的影响,进而提出了伪卫星在航母上的布局方案.结果表明,提出的方案能够减小精度因子,尤其是垂直精度因子,提高了定位精度.