翼型动失速和非定常载荷的综合翼型数据方法

本文给出受迫谐振翼型的动失速工程估算方法。本方法基于风洞试验，综合分析翼型动、稳态特性之间的差别与动、稳态条件之间的关系，建立一套估算动、稳态特性之间差别的经验公式，修正稳态特性，得到相应的动态特性，用本方法计算了三种翼型不同动态条件（包括深失速和后掠）的动失速特，并与测量和文献结果进行了比较，结果符合得相当好。     

冲压——火箭发动机的突扩喷射

对冲压——火箭发动机冲压级突扩喷射的重要性作了说明并简要地评论了这一领域最近的研究工作之后,本文介绍一种计算椭圆型内部反应流的数值方法。它是把算子分裂法用于物质守恒方程,使这些方程中通常是疑难的积分在两步演算中完成。对于无反应的第一阶段,应用Gosman等人的算法;而有反应的第二阶段,使方程式能改写成一组常微分方程。为处理常常与实际的化学动力学问题有关的刚性,应用Gear的方法对不同的几何构型解该常微分方程组。 实验结果同数值法的预估值很好地相符。发现在靠近喷射处有一强大的回流区。几何构型既影响化学反应又影响流动稳定性:45°喷射引起平均流率的增加,而90°时却不明显。垂直喷射比45°进气好象是更加稳定,这还取决于恰当的构型。     

一维摩擦喷管流动

本文阐述了一维摩擦喷管流动控制方程的数值求解方法,分析研究了摩擦对喷管流场及发动机性能的影响。确定边界条件时考虑了燃烧室工作过程,并给出了计算例题。     

脉冲视频对消技术研究

着重介绍用于具有距离截止特性的纳秒脉冲多普勒中的视频对消原理，给出了对消原理框图、波形图。最后给出了该对消电路的简化测试方法及     

直升机发射火箭弹精度低的原因及提高措施分析

本文分析了直升机发射火箭精度低的主要原因在于火箭本身随机缺陷(推力偏心等)和火箭/发射器系统随机扰动引起弹道散布大。提高精度措施有:1.增大火箭初速;2.增加出口转速;3.采用被动控制装置。     

激光陀螺抖动技术研究

激光陀螺中存在着制约使用精度和应用范围的锁区。由于精度高、简单易实现等优点,机械抖动偏频技术成为目前唯一真正用于实际的偏频方案。本文全面系统地研究了抖动系统设计时应该充分考虑的各种关联因素和遵循的普及性原则,对激光陀螺抖动系统设计改进和工程研制具有重大参考价值和现实指导意义。     

1、2液压系统串油故障分析

某型教练机液压系统为双液压系统,平尾操纵、方向舵操纵和副翼操纵的作动器为第1、2液压系统交联部位,可能造成液压油互串,如果串油量过大,可能造成某一系统失效,危及安全.本文从一起串油故障入手,回顾了故障分析、判断和排除的过程,进行了故障原因分析,提出了针对性的措施和建议.     

一种新型的挠性航天器作动器布局优化方案

针对挠性航天器振动抑制中的作动器优化配置问题,综合考虑闭环系统的可控度和作动器的电缆长度,提出一种新型的复合优化指标,在完成振动抑制的同时,有效缩减作动器电缆长度,减小航天器能量损耗及电磁干扰;在此基础上,采用遗传算法,完成作动器安装位置的快速寻优。本文采用实际尺寸的挠性帆板有限元模型,通过大量的数值仿真,验证了所提方法的有效性     

大弯角开槽叶栅槽道位置与结构研究

为拓宽大弯角扩压叶栅可用攻角范围,优化叶片吸力面流动分离结构,本文以一大弯角叶栅为研究对象,对叶片采用压力面到吸力面打通的双“C”型槽道结构处理,在保持槽道长度及其他参数不变的条件下,设置85%、80%、75%、70%轴向弦长四个出口位置研究槽道出口位置对叶栅性能的影响。研究发现,特定攻角下,槽道出口位于吸力面角区分离线起始点之后、尾缘分离线之前,对吸力面流动分离的控制效果较佳;在全攻角范围,槽道出口则取在0o攻角对应较佳出口位置为好。为减小槽道内总压损失,本文提出了一种“SC”型槽道改进结构,在80%轴向弦长槽道出口位置处与双“C”型槽道以及原型叶栅进行对比。结果表明,“SC”型槽道结构相比于双“C”型槽道结构,叶栅尾迹损失及槽道内总压损失减少,槽道出口射流速度提高,叶片尾缘处静压升高;相比于原型叶栅则能有效降低其在全攻角范围内的总压损失,基本消除叶片吸力面附面层分离,削弱角区分离,提高叶栅的扩压能力。     

使用PowerBuilder开发MDI的方法及其实现

在使用ＰｏｗｅｒＢｕｉｌｄｅｒ开发ＭＤＩ的过程中会碰到不同于开发普通应用程序的特殊问题，本文就其中的几个问题进行了讨论，同时给出了解决方法。