排气引射系统主喷管选型试验研究

对４种主喷管组成的排气引射系统的引射系数和总压损失、各主喷管出口与混合管进口之间的最佳间距、混合气流在混合管内的静压恢复及混合气流在混合管出口处的总压分布等进行了测量和对比。试验结果对排气引射系统主喷管选型设计有重要的参考价值。     

利用节流网扩大飞行台试验包线

本文提出了在被试发动机前安装节流网扩大发动机飞行台试验范围的一种方案,给出了相应的节流网设计、计算方法,得到了扩大的飞行试验包线。利用气流流过某型飞机进气道防尘网的总压损失数据,对节流网计算方法的准确性进行了论证。     

机载合成孔径雷达运动补偿研究

论述了运动误差对合成孔径雷达（SAR）成像的影响及运动补偿的任务;综述了国内外SAR运动补偿的研究状况;指出全球定位系统和惯性导航系统构成的组合导航系统通过卡尔曼滤波器可以形成一种高性能的运动补偿系统。     

发动机燃油流量现场校准装置

叙述了活塞式燃油流量现场校准装置的工作原理、系统组成、结构特点和技术性能 ,以及计量检定方法与数据处理。鉴定表明 ,装置结构合理、技术先进、功能强、量程范围宽、已达0 .1级准确度 ,不仅适用于发动机试车台燃油流量测量现场校准 ,而且也可供计量部门作为液体流量校准装置使用     

QD-×××燃气轮机验证机台架试车的性能研究

QD-×××燃气轮机是由某型发动机改造成的燃气轮机,试车过程中解决了验证机起动、稳定工作并达到燃气轮机设计要求。试验数据表明:发动机改进设计后实测输出功率小于发动机设计计算功率,经过分析得出,验证机排气温度高,内涵空气流量小,是验证机输出功率小的根本原因。     

超临界机翼飞行验证机的增升装置设计

为进行超临界机翼气动设计技术的飞行验证,将某教练机改装为飞行验证机,为此必须进行增升装置的重新设计。在保持原型机襟翼平面参数和运动机构不变的条件下,完成了验证机增升装置的气动力设计工作。风洞试验表明,改装成功的验证机增升装置具有良好的气动特性。     

转子扭转振动测量的新方法

创立了一种测量转子扭转振动的新方法。该方法通过设计专门测扭装置直接提取和分析由转子扭振转化的动应变信号从而获知转子扭振特征,并利用电阻应变计的空间对称结构,实现了信号的加强、补偿以及多通道冗余功能。实测结果表明,该方法具有准确性好、灵敏度高、安装简易、操作方便的特点,是一种具有广泛发展前景的转子扭振测量新技术。     

直升机旋翼下洗气流对排气喷流的影响

采用数值模拟方法,对旋翼下洗气流作用下的排气喷流流动特征进行了研究,分析了旋翼下洗气流速度和排气喷口方向对排气喷流流动以及排气系统引射能力的影响.研究结果表明:排气喷流受到旋翼下洗气流的作用而发生明显的向后机身下方以及旋翼转动方向的偏转,其偏转程度随旋翼下洗气流速度的增大而加剧;当排气喷口向上排气时,排气喷流在旋翼下洗气流作用下的偏转能够形成对后机身表面的撞击,排气系统的引射能力有微弱的降低,引射系数减小约0.01;而当排气喷口斜向上或侧向时,排气喷流对后机身未形成撞击,引射能力得到了一定程度的提升,引射系数最大增大0.12.      

基于推阻平衡的喷管型面截短方法研究及试验验证

出于减小喷管壁面摩擦损失的考虑以及发动机的整体布局的受制,传统推力喷管设计方法得到的理想喷管通常需要进行适当截短。合理的截短方法有助于保持喷管性能,因此,通过壁面单元受力分析并考虑单元体内的推力与阻力关系,提出了一种推阻平衡的喷管截短设计方法。使用上述方法对一个三次曲线型面的三维原始完全膨胀喷管进行截短,使喷管长度减小25%,重量减小34%。通过风洞试验与数值模拟结果对比发现,截短后的喷管推力系数提高1.5%,升力也得到有效提高,验证了此种截短方法的正确性。截短后喷管处于欠膨胀状态,与理论分析得到的最大静推力状态结果相符。     

舰载飞机着舰拦阻动力学研究综述简

 拦阻着舰过程通常被认为是舰载飞机事故率最高的阶段,因此,自从有了航空母舰和舰载飞机,拦阻着舰动力学就一直是国内外相关研究人员的研究热点。本文从拦阻钩、拦阻装置和起落架3个关键部件着手,比较详细地论述了舰载飞机着舰拦阻涉及到的关键动力学问题及其研究现状,重点对拦阻钩弹跳动力学及其载荷分析、拦阻索动力学及其载荷分析、下沉速度、非对称拦阻对起落架载荷的影响、拦阻系统动力学等方面进行了综述。最后,对着舰拦阻动力学研究的发展趋势进行了展望。