五元素风帆的试验研究

用正交试验与系列试验相结合的方法,研究了五元素风帆的气动特性及其各参数之间的最佳配合问題。设计的4个五元素风帆,均是由3个固定小翼、2个活动小翼及上下两块制流板所组成,但小翼的形状及分布曲线不同。 通过风洞试验,得到了各个风帆攻角与两个活动小翼转角之间的最佳配合,并对各帆的气动特性作了比较。试验结果表明,在最佳配合状态下,4个帆的升力系数可分别达到2.64、2.87、2.69和2.08,均比常规帆有较大的增长;而且,只要打开活动小翼,就能释放大部分风能,从而保证船舶在大风中的安全,这些帆的结构并不复杂,是具有广泛应用前景的高效帆具。     

航天飞行中的稀薄气体动力学

飞船、宇航探测器、航天飞机等复杂外形航天器给气体动力学，包括稀薄气体动力学提出了新的要求。本文简要介绍了为计算过渡领域中气动力与热而发展的基于位置元概念的DSMC方法的通用算法。该方法解决了计算物面通量量的技术难点并已用于模拟圆球、飞船、类航天飞机的绕流。正在进行的航天实践，如麦哲伦飞船对金星的探测、行星大气中的气动制动、伽利略飞船的木星之行、尾屏蔽在太空中获得高真空的实验等等提出了新的气动力问题，稀薄气体动力学和DSMC方法是有力的工具。     

航天飞机防热瓦缝隙气动加热的讨论

本文根据航天飞机防热瓦缝隙流动的特点,从二维定常不可压缩层流的 N-S方程出发,提出了一个简化流动模型,即缝隙的二维流动可近似当作两个准一维沟槽流动的线性迭加,由此给出了缝隙中的热流率与压力、压力梯度和缝隙宽度的变化规律,并利用现有的实验结果作了验证。     

载人飞船返回舱的烧蚀防热

载人飞船返回舱的烧蚀热防护技术研究和试验表明，碳化烧蚀材料是再入飞行器最有效的热防护层。对典型的碳化烧蚀体的热性能的预测分析模型和计算方法作了阐述。数值计算结果分别与电弧风洞试验和阿波罗的飞行验证试验作了比较，结果符合得很好。     

捆绑火箭竖立状态下地面风激振动模型风洞试验研究

火箭竖立在发射台上时的地面风激振动载荷是火箭尾段结构的设计状态。本文是捆绑火箭的地面风激振动的风洞试验研究的部分结果。文中介绍了地面风载荷模型风洞试验的原理、模型相似要求,以及模拟试验技术、试验方法与数据处理等。并讨论了助推器、外表面突出物与鼓包不对称分布的影响等。     

瞬态气动模拟加热控制中的快速高精度"E-T"转换

为了准确模拟飞行器在高速飞行时的瞬态气动加热状态,必须使用快速、高精度的计算机瞬态热能控制系统,对气动模拟试验的加热过程,实行快速、高精度的非线性动态控制.为此,传感器的快速、高精度"E-T"转换是一个必须解决的非常重要的问题.提出一种高速飞行器瞬态气动加热控制系统中传感器的快速、高精度"E-T"转换方法.该方法具有计算简单、转换速度快、校正精度高的优点,使用该方法实现了高速飞行器气动加热过程中温度场高速变化状态下的瞬态非线性动态控制.     

高空高速无人飞行器热控制系统设计

针对飞行时间短、速度和高度变化快、表面温度波动大的无人飞行器UAV(Unmanned Aerial Vehicles)热控制系统设计难题,提出了一种可解决实际工程问题的热分析计算方法.即把热天工况、冷天工况和标准天工况作为设计/试验工况;采用参考温度法、高超音速工程预测法或计算流体动力学CFD(Computational Fluid Dynamics)数值模拟法,确定了飞行器表面温度分布,并把其作为后续热分析数学模型的外边界条件;分析结构热容量对瞬态热载荷的影响,建立与之相应的边值问题方程,并采用有限差分法求解;根据高空高速飞行特点及瞬态热载荷值,确定仪器设备舱调温系统方案.     

微波晶体管S参数的自动测试 ZXT-1自动实时巡回检测系统已在鞍钢运行并通过鉴定

简述了微波晶体管S参数自动测试的必要性和迫切性。重点阐述了提高测试精确度的原理,以及实现自动测试的几个关键问题和程序流程图。最后介绍了测试结果及误差分析。     

研究用现场数据估计系统可靠性参数置信区间

研究用元部件现场信息估计系统可靠性参数,如系统可靠度、可靠寿命等区间估计问题。文中提出了一种新的估计方法——替换百分点法,并运用Monte Carlo数字仿真对估计的置信度和精度进行了分析,研究结果表明此方法具有工程应用价值。     

基础激励下结构模态参数辨识

利用基础激励辨识结构模态参数的方法是一种在空间飞行器的研制中具有工程意义的模态分析方法。文章对这一方法做了较为系统的探讨,推导出了基础激励下频响函数的数学模型。其形式类似于传统方法中相应的公式,因而只需对测量数据稍作代数修改,即可利用现成的模态分析系统进行基础激励下模态参数的辨识。通过计算机仿真、悬臂梁试验及工程实例的综合分析,结果表明基础激励方法在工程应用中具有与其他传统方法同等的可靠程度。