卫星姿控发动机喷管羽流撞击效应试验

在高超声速低密度风洞中试验研究了卫星姿控发动机喷管羽流对平板模型的撞击效应,包括气动力和气动热效应。试验气体为加热的氮气。对两个卫星姿态控制发动机喷管的十种实验状态进行了测量。测出了平行于喷管轴线的平板模型上的压力分布和温度变化及处于喷管上方后流区的挡板的温度变化,给出了平板模型上的气动力和气动热分布规律,并判断是否形成后流区。测量结果表明,试验结果可靠,具有工程应用价值,能为姿控发动机在卫星上的布局提供参考。     

永磁有限转角力矩电机的仿真与实验

随着多电飞机的快速发展及成附件轻小化、高效能的迫切需求,有限转角力矩电机(Limited Angle Torque Motor,LATM)在飞机引气系统中的应用日益迫切。一方面,有限转角力矩电机可以显著简化高温引气控制阀结构、减小体积;另一方面,可以基于系统需求实现引气压力和温度按需调节,减少燃油代偿损失。针对高温有限转角力矩电机工作特性不易预测的难题,建立了其数学模型、仿真模型,并通过实物试验验证了仿真模型的准确性。研究结果为有限转角力矩电机特性研究提供了参考依据。     

厚覆冰导线升力突变机理及数值模拟研究

针对新月形厚覆冰导线的升力系数在风攻角15°附近存在突变的问题,分别采用基于k-ωSST湍流模型的雷诺时均法和大涡模拟(LES)的数值方法对新月形厚覆冰导线在风攻角10°～20°范围进行了模拟。通过对比两种数值方法计算得到的覆冰导线气动力系数、流场结构和表面风压,发现LES方法能够更好地捕捉新月形覆冰导线表面的小尺度涡结构,得到的覆冰导线气动力参数计算结果与风洞试验数据高度吻合;而k-ωSST湍流模型难以模拟壁面上小尺度涡,捕捉不到升力系数的突变。根据覆冰导线不同壁面区域的压力分布,发现上侧壁面处的涡结构影响整体流场,并在下侧壁面曲率、来流夹角和壁面切线方向共同作用下导致升力系数突变。LES的气动力参数模拟结果可为覆冰导线防舞提供参考。     

前缘切口对冲压式翼伞的气动力影响

充压式翼伞是一种高性能的降落伞，其充气后的形状与飞机的机翼类似。翼伞前缘切口是翼伞区别于机翼的主要特征之一。文章利用CFD工具，对二维翼型剖面的切口模型进行了气动力计算，研究了两个切口参数(切口角度和切口高度)对翼型剖面气动力特性的影响。     

直升机——舰组合风限图计算方法研究

首先简要叙述了国外风限图的研究及国内现状，在分析影响安全起降的各种因素的基础上，建立了风限图模拟计算的数学模型，并针对某直升机－舰组合风限图进行了计算。计算结果表明：所建立的数学模型切合实际，计算过程正确合理，得到的风险图比较真实地反映了直升机－舰配合能力。该方法较国外主要通过试飞得到风限图的方法相比可节省人力、物力和财力，具有安全性，为风限图的研制提供了新的途径。     

新一代歼击机的设计特点及其飞行试验

本文从飞机飞行品质和飞行控制的角度出发，简要地综述新一代歼击机的气动力布局特点，主动控制技术的功能，超机动性和机敏性，以及高机动性飞行试验特点。