矩形截面高超声速进气道高焓风洞实验

对设计工作马赫数为4.5~6.5的矩形截面高超声速进气道进行了马赫数为6,5及4的高焓风洞实验研究,获得了进气道在不同反压下的性能参数及沿程静压分布.实验结果显示,设计状态下(Ma=6,α=0°),进气道的流量系数和总压恢复系数分别为0.97和0.41,增压比约为来流静压的35倍,隔离段出口马赫数不大于2.6;最大承受反压不小于来流静压的114.5倍.研究还发现,反压升高引起的激波串可停留在内压段,且不影响进气道的流量捕获;当Ma=5,α=0°时,进气道的流量系数不低于0.77,总压恢复系数在0.49~0.67之间.设计工作马赫数及攻角范围内,进气道内未发现明显的流动分离,均可正常起动工作.      

三角网格曲面模型快速分层算法

提出一种三角网格曲面模型快速分层算法,该算法基于R*-tree建立三角网格动态空间索引结构,依据索引结构数据结点的分布状况计算各层截平面的位置;采用深度优先遍历方法获取与截平面相交的三角面片集合,并计算该集合中各面片与截平面的交线,将交线首尾相连,生成截面轮廓线,实现三角网格曲面模型的快速分层;实例证明该算法可对各种复杂三角网格曲面模型进行分层,算法准确、稳定,运行效率高.     

不同流动角对变截面双通道内换热特性实验

研究了变截面双通道内肋的角度对通道换热的影响,并且与光滑变截面通道进行了比较。实验模型中,矩形肋对称布置在上下两个表面,肋与来流的角度按两种布置。实验结果表明,带强化肋通道的换热效果比不带肋通道的换热效果增强50%左右;与以往研究结论带有60°平行肋的通道换热效果大于带90°肋的通道的换热效果的结论不同,结果显示,当通道肋高比为0.092时,带有90°平行肋的通道换热效果大于带60°肋的通道的换热效果。      

飞机目标头部雷达截面的算法分析

主要叙述在引信动态仿真实验目标模型雷达截面(RCS)研究课题时,把目标人为地分成头部、腹部、机翼和尾翼等部分,然后算出弹目的相对速度和目标头部通过天线波束的时间.根据事先决定的采样周期,就可以算出目标头部通过天线波束时所采集的样本点数.然后,再同散射截面积已知的金属球进行比较,从而算出目标头部的RCS.经1:1和1:1.35缩比试验,证实算法结果与实测结果很接近.     

未知螺旋面端截面轮廓及其共轭齿形测量计算方法

以螺杆压缩机转子为例,介绍了未知螺旋面端截面轮廓及其啮合的共轭齿形求法,给出了实用计算公式。     

WP—8发动机压气机铝叶片外观质量对发动机性能和可靠性的影响

分析了叶片叶型外观质量对发动机性能的影响，并对叶片制造及修质量提出了相应检验验收措施，对场维护提出了建议。     

圆形箔片云的双站雷达散射截面模型

在海湾战争中,盟军首次使用了圆形箔片干扰.为了弄清这种箔片的特性,我们对由圆形箔片形成的箔片云的双站散射特性进行研究,建立了这种箔片云的双站散射截面模型.在研究中,假定单个箔片分布于铅垂面内,其取向为水平面内均匀分布;发射天线和接收天线为任意椭圆极化,因此研究的结果具有一定的普遍性.     

战术弹道导弹建模及其RCS估算

根据战术弹道导弹 (TBM )的结构特点 ,建立其电磁散射理论分析模型。采用几何绕射理论 (GTD)、几何光学法 (GO)、物理光学法 (PO)等高频法计算了雷达照射频率分别为1 50MHz、30 0MHz、5GHz、9GHz时TBM的RCS。计算结果表明在探测来袭的TBM目标时 ,应采用低频波段水平极化工作的雷达。     

基于流迹显示技术的前弯跨声速压气机叶栅通道三维流动测量

为了研究前弯跨声速压气机叶栅通道的三维流动状况,利用流迹显示技术,对不同攻角下的流动图谱进行了测量,并针对负攻角以及零攻角、正攻角工况提出了两种流动模型。研究表明,叶片表面层流的转捩形式与攻角无关,压力面均在前缘以旁路转捩形式完成转换,吸力面以层流分离泡形式完成分离转捩。在三维流动结构上,负攻角时流动较为简单,为前缘马蹄涡对、通道涡、吸力面尾缘处壁角涡构成的涡系结构;零攻角与正攻角时,还存在压力面前缘诱导角涡、压力面侧的通道诱导涡的涡系结构。此外,受吸力面尾缘集中脱落涡的影响,压力面尾缘出现了向前缘的回流,导致出现了鞍点三维分离特征线;且在压力面前缘诱导涡轴向流动的黏性与轴向逆压梯度作用下,压力面还出现了附着螺旋点与分离螺旋点的三维分离流动特征。