旋流杯结构及进气参数对燃烧性能的影响

为优化旋流燃烧室头部结构、提高其运行性能,针对三种旋流器文氏管和燃料喷嘴的组合结构和两种流通面积的旋流器,开展了常压下以甲烷为燃料的燃烧室性能实验研究。实验结果表明,各头部结构的冷态总压损失系数与来流速度的平方成正比,燃料喷嘴插入文氏管的位置过深或过浅都会增大流动阻力,在来流速度9.7m/s条件下,喷嘴处于中等插入位置时总压损失系数降低6%左右;开放空间下,燃料喷嘴的位置越浅越利于火焰稳定,受限条件下这种影响被缩小,并且受限火焰的稳定工作范围明显宽于相同入口条件下的开放火焰;增大旋流器流通面积有利于降低总压损失系数、增强火焰稳定、减轻火焰筒壁面振动幅度,但不利于促进燃料和空气掺混,导致NO和CO的排放浓度都变大;在临近贫油熄火状态时,火焰筒壁面振动幅度加剧,明显高于稳定燃烧时的情况。     

Mиг－23飞机尾旋试飞体会

Ｍиг－２３飞机是一种变后掠翼战斗机，它的尾旋动态及改出尾旋的方法很复杂。根据在该机上进行的四次尾旋飞行试验，叙述其尾旋进入的方法、尾旋中的动态和改出尾旋的方法。并举出三个典型的尾旋模态实例，详细记述整个尾旋过程和进行分析，说明Ｍиг－２３飞机尾旋动态的复杂性及其表现出的特点。最后，提出了几点在判断和改出Ｍиг－２３飞机的尾旋时应注意的事项。     

质量师系统与型号研制RMSS方案论证

阐述了型号质量师系统参与型号研制方案论证的必要性,着重探讨了型号质量师参与型号可靠性、维修性、安全性和保障性(RMSS)方案工作的内容和要求,以及做好方案论证工作,对建立型号研制RMSS监控的指导意义。     

某型发动机减速特性曲线超过渡态左边界的故障分析

针对某型发动机在台架试车中,多次出现减速特性曲线α2=f(n2换算)超出过渡态允许使用左边界的故障,总结了多台发动机排故情况,分析了故障产生的原因,最后形成排除故障树.     

Y7H—500型飞机高速特性适航试飞

根据民用飞机在投入营运之前，要按飞机适航标准进行适航取证试飞的要求，对Ｙ７Ｈ－５００型飞机进行了高速特性适航试飞验证。简要介绍了试验机概况、试飞方法和测试技术；讨论了Ｙ７Ｈ－５００型飞机的高速特性。试验结果表明，Ｙ７Ｈ－５００型飞机的高速特性符合ＣＣＡＲ－２５部要求。     

校准箱的基本结构和应用

简要地介绍了CARIA校准箱的基本构成和应用，并给出了该校准箱和荷兰NLR校准箱的一些比较。在这个校准箱中、推力和流量的测量精确度可分别达到0．2％和0．3％。     

参数估计中的系统初始状态确定

极大似然方法是应用比较广泛的一种参数估计方法，具有较好的统计特性，但由于所采用的寻优计算方法的限制，在使用过程中需要将系统的初始状态信息作为计算的起点。针对这个问题开展了一些研究工作，提出了系统初始状态与未知参数联合估计和系统初始状态的极大似然估计两种解决方法，并结合某型旋转导弹的气动参数辨识问题进行了仿真计算。     

汽心泵特性研究

 通过理论分析和试验,导出汽心泵稳定工作的基本方程和性能参数之间的函数关系;分析了当转速、压力、流量和负载系数变化时,汽心对泵特性所起的调节作用;提出决定相对汽心直径的特征参数p_2/n~2D_2~2;还讨论了汽心泵的极限工作状态和最大流量调节范围。     

基于改进A^*算法的无人机快速轨迹规划方法

针对旋翼无人机在三维障碍物环境中自主飞行时路径搜索速度慢、轨迹生成通常忽略无人机动力学特性的问题,发展一种基于改进A^*算法并同时考虑无人机动力学特性和运动学性能的快速轨迹规划方法。首先,在三维障碍物环境中运用改进A^*算法通过剔除部分网格节点降低A^*算法的节点计算量,提升算法的路径搜索速度;其次,以最小化飞行轨迹的四阶导数作为目标函数,以路径点处的位置、速度、加速度等各阶导数作为约束条件优化飞行轨迹;最后,在三维障碍物环境中对比A^*算法改进前后的路径搜索结果,并对优化的飞行轨迹进行仿真飞行测试。结果表明:改进A^*算法大幅降低了A^*算法的节点计算量,显著提升了路径搜索速度;且无人机能够始终以较小位置误差沿优化轨迹光滑连续飞行。