现代军用运输车

为了执行远程兵力投入任务，轻装甲型车辆顿时成为新宠。但是在装备减轻之后，部队的补给问题并没有随之烟消云散。因为部队高度机械化，弹药和燃料等大宗后勤补给的需求量同时跟着水涨船高。由于战线具有高度流动性，因此传统的由后方转运并建立前线战时物资仓库的补给模式也将面临挑战。在近年来的区域维和行动中，后勤系统部必须穿越不确定的灰色威胁地带才能将补给物资送到部队手上。出于现代作战的要求，各国军方现在已开始重新审视在后勤网络中扮演重要角色的军用卡车的性能定位。     

2种构型升推组合推进系统装机后地面效应影响仿真

为了解近地环境下不同构型升推组合推进系统装机后的环境适应性和性能差异性,研究了地面效应对推进系统外流升力损失、内流性能损失和气动稳定性等方面的影响。构建了STOVL飞机+推进系统耦合流场模型,制定了处于同一技术水平的升力发动机和升力风扇2种构型升推组合推进系统方案,对相关参数进行了计算和对比分析。结果表明：推进系统装机后受地面效应影响,在工作环境、性能保持和功能完整性等方面,升力风扇构型明显优于升力发动机构型;相比升力风扇构型,升力发动机构型总升力减小10%,总耗油率提高5%,主发动机压缩部件喘振裕度减小10%;如要保证升力分配比为1.0,总升力同比进一步减小超过23%;为防止推进系统气动失稳,应保证主发动机进气相对温升不超过3.5%、温升率不超过50 K/s。     

国外航天器高精度高稳定度高敏捷指向技术综述

调研了国外航天器高精度高稳定度高敏捷指向技术发展现状,分析了其实现的主要技术途径,研究表明高精度高稳定度高敏捷指向作为一项系统性技术,需要从构型布局、结构动力学、控制等多方面开展综合分析与设计。文章对其中一体化构型布局设计、微振动抑制、多级复合控制和大力矩执行机构等关键技术进行了总结和分析,可为我国高性能航天器的发展提供借鉴。     

NASA TrapWing高升力标模数值模拟研究

针对NASA TrapWing高升力全展襟翼构型，采用计算流体力学（ CFD）方法进行三维复杂流场仿真模拟，考察网格尺度和湍流模型对高升力模型气动特性的影响。采用“超立方体”概念，生成绕TrapWing模型的不同网格密度高质量多块结构网格，通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程，研究网格尺度对高升力模型气动特性的影响。在此基础上选取中等规模计算网格，考察Spalart Allmaras和Menter k-ωSST湍流模型对高升力全展构型流场模拟能力，分析湍流模型对气动特性的影响。研究结果表明：网格策略具有较好的网格收敛性；湍流模型对翼稍附近位置上翼面压力系数的预测稍有影响，SA湍流模型预测的压力系数较SST更接近实验值。确认研究工作为大型飞机增升装置数值模拟提供了一定的参考。     

基于气动性能优化的涡轮叶顶新型密封构型研究

针对涡轮叶顶密封性能的提高,对带圆形凹槽迷宫密封进行了构型优化研究。分析了不同压比时圆形凹槽数量、尺寸及分布对密封性能以及对涡轮做功效率的影响,初步探索了圆形凹槽降低损失的机理,给出了最佳的凹槽排列方案。结果表明,圆形凹槽的容积效应使泄漏流发生小角度偏转,降低了泄漏损失;压比增大,凹槽的节流能力减弱;所得凹槽最佳排列方案在压比为1.2时,泄漏系数降低了7.14%,效率提高了0.59%;单个凹槽半径由1mm增大到5mm,泄漏系数相对于光滑密封减小5.8%,效率增加0.35%。     

基于飞行参数的双发飞机发动机疲劳损伤差异分析

为给飞机发动机单机寿命监控提供依据,对两个用户的同型飞机发动机进行疲劳寿命分析。应用雨流计数法统计分析两个用户飞行参数,获得发动机使用载荷谱。应用线性累积损伤理论计算出关键件的疲劳损伤,将其与标准循环疲劳损伤比较,得到发动机飞行换算率。将同侧发动机的飞行换算率、同一飞机左右发的飞行换算率以及两个用户之间的发动机飞行换算率进行比较。计算表明:同一用户同侧发动机飞行换算率之间和两个用户之间的飞行换算率差异较大,同一飞机左右发飞行换算率之间存在一定差异,部分飞机左右发相差较大;两个用户总体的发动机飞行换算率和各个用户内部的发动机飞行换算率均服从对数正态分布;发动机在实际使用中的高低压转子飞行换算率均服从对数正态分布。     

乘波构型的钝化方法及其对性能影响研究

前缘钝化是解决乘波构型飞行器气动热问题的有效方法之一.按照乘波构型的设计特点,对已有的两种钝化方法分别进行了改进.采用CFD方法分析了前缘钝化及不同钝化半径对乘波构型性能的影响,得出了乘波构型气动力和气动热性能参数随钝化半径的变化规律.计算结果表明:在相同的钝化半径下,按改进的Tincher方法钝化后的乘波构型与按改进的Takashima方法钝化后的乘波构型相比:升阻比大、总的表面积小、最大热流密度基本一样,非驻点区乘波构型前缘的热流密度峰值较大.因而按改进的Tincher方法钝化后的乘波构型气动性能明显好于按改进的Takashima方法钝化后的乘波构型,而气动热性能则略差于后者.分析表明:钝化后的乘波构型性能不仅与钝化半径有关,而且受钝化方法的影响也很大.在对高超声速乘波飞行器进行布局设计时,应针对乘波构型的设计特点,采用合适的钝化方法,综合考虑钝化方法和钝化半径对气动力和气动热性能的影响效应,寻找最佳的钝化方案.研究结论可为高超声速乘波飞行器的外形设计提供一定的依据.     

甚低频拖曳天线的稳态构型计算

拖曳天线力学特征和控制是飞机对潜通信系统进一步深入论证需要解决的关键问题之一,而对其稳态动力学研究是进行拖曳天线力学特征和控制的基础。文章通过对其运动状态及其受力进行分析,建立机载甚低频拖曳天线稳态动力学模型。运用打靶法进行求解,计算出了在不同空气阻尼情况下天线稳定构型,分析了绳索的张力分布情况并比较了空气阻尼对天线稳...     

载人飞船的形状为何是这样的?

今年3月25日我国成功地发射了神舟三号飞船,这艘飞船的技术状态与载人飞般完全一样,这是我国航天事业发展史上又一新的里程碑。飞船按照预定轨道环绕地球飞行108圈以后,于4月10日圆满返回地球。