图解识别单自由度系统粘性阻尼比公式的讨论

公式ζ=Δf/2f_(dm)[见公式(11)]是工程上最常用的用图解法估计单自由度振动系统粘性阻尼比的近似公式。但是,该式在阻尼较大时过于粗糙;在阻尼过小时,测量误差则随着增大。这些误差随系统阻尼变化的关系曲线,可以由计算机作出,考察这些曲线,可以看出该式合理的应用范围。本文还在进行误差比较的基础上,建议在系统阻尼较大时,采用精确公式ζ=(2~(1/2))/2)、1-f_(dm)/f_(am)~(1/2)[见公式(25)]来测量系统阻尼。     

飞行管理系统性能计算策略分析

根据飞行管理系统机载软件对于性能计算的需求,提出了理论公式计算方法和插值计算方法,对于传统的理论公式计算方法进行了延迟时间数据分析.对以上两种计算方法分别从计算过程、软件工程、系统工程三个方面进行了分析和比较后得出,插值计算方法在机载飞行管理系统软件中是比较合理的方法.针对大型客机先进的航空电子系统,描述了以上两种计算方法分别在电子飞行包软件和飞行管理机载软件中的不同应用和联系.     

美空军试飞高招音速飞行器

美国空军5月26日试射了X-51A“驮波者”高超音速飞行器。试飞持续了200多秒．其中超音速燃烧冲压喷气发动机工作140秒．是迄今持续时间最长的一次以超燃冲压发动机为动力的高超音速飞行。此前的纪录是12秒．是由NASA的X-43试验机创下的。     

飞-续-飞谱下7B04-T6铝合金裂纹扩展规律试验研究

为确定单机飞-续-飞谱下的裂纹扩展规律,采用7B04-T6铝合金CCT试件进行了两种应力比下的等幅谱裂纹扩展试验、三种单机飞-续-飞谱下的裂纹扩展试验。给出了等幅谱下裂纹稳定扩展阶段的Paris公式拟合参数;飞-续-飞谱下裂纹扩展数据以块为单位,参照Paris公式,给出了裂纹稳定扩展阶段的拟合参数。结果表明,飞-续-飞谱下Paris公式中的指数n与谱明显相关,可反映飞-续-飞谱的强度。     

凹腔型亚燃冲压发动机燃烧效率研究

通过开展亚燃冲压发动机直连式试验,研究了不同来流条件、不同余气系数时的燃烧性能.结果表明:燃烧效率受来流温度的影响较小,但随着余气系数增加,燃烧效率降低.总体而言,凹腔型燃烧室具有0.9左右的燃烧效率,初步达到了亚燃冲压发动机的实用化要求.      

主燃区出口特征影响出口温度场性能的数值研究

对不同航空发动机燃烧室主燃区出口特征下的速度分布和温度分布进行模拟,获得了不同主燃区出口特征下的出口温度场。结果表明:在均匀的主燃区出口速度分布下,燃烧室出口温度场更均匀;主燃区出口最高温度突升及温升幅度对出口温度分布系数To和径向温度分布系数Tr的影响很小;主燃区最高温度点向内、外涵靠近时,To和Tr都会迅速增大,靠近外涵时比靠近内涵时增大得快。