大攻角多分量强迫振动实验技术

北京大学低速风洞新研制的大攻角强迫振动实验设备可迫使模型绕其体轴做单自由度俯仰、偏航，或滚转振动，由六分量应变天平感受气动反作用和力矩，测量仪器按相关滤波原理将它争解为同相分量和正交分量。仪器具有很高的分辨度和精度，能测出组合形式的全部１８个同相导数和１８个正交导数。该设备具有很大的攻角范围和测滑角范围，并具有足够大的振动频率和振幅范围，实验风速可从２０米／秒至５０米／秒。强迫振动风洞实验的全过程     

YF—22原型机的推力矢量辅助机动试飞

为了研究和鉴定生产型Ｆ－２２的设计方案，在ＹＦ－２２先进战斗术机的原型机上采用了推力矢量技术，并对其进行了试飞，机体，飞控系统和推进系统被完全一体化。推力矢量命令由飞机的飞控计算机产生，并被传送给每台发动机的控制器，每台发动机的控制器独立完成计算，发出必要的命令把喷管动作筒定位到正确的矢量角位置，飞行试验证明，同现役战斗机比较，推力矢量技术增强了ＹＦ－２２跟踪时的操纵品质，提高了超音速持续转弯性能     

冲压发动机扩压器流场对大振幅燃烧室压力振荡的响应

在整体式火箭-冲压发动机推进系统试验过程中,由于燃烧不稳定引起大振幅压力振荡.其振荡频率在100～500Hz范围内,相应的均方根压力的振幅高达燃烧室平均压力的20%.图1为典型冲压发动机在直连式试车台上的流程图.进气道与设备的空气路连接,来流为亚音速,燃油在进气扩压器下游喷入,空气与燃油混合后进入燃烧室并被点燃,燃烧室内的流场包括回流区、火焰面和涡流剪切层,紧接回流区之后是开始增长的湍流边界层.这种以化学和热力学反应为特征的复杂过程,会因各种不同的流动耦合引起不稳定.尽管完全数值模拟     

1种特殊凸轮轴空间角度的测量

该凸轮轴是由2个相差180°的偏心轮和两端是长轴连成一体．轴一端成空。心状，其偏心凸轮上开有孤状月牙槽，求其立体空间夹角和中心与孤状刃口夹角。用常规的测量方法需要复杂计算，本文介绍1种不需工装央具，1次顶夹，只需测出弦长及2个角度坐标点就能解决问题的简便方法。     

使用PowerBuilder开发MDI的方法及其实现

在使用ＰｏｗｅｒＢｕｉｌｄｅｒ开发ＭＤＩ的过程中会碰到不同于开发普通应用程序的特殊问题，本文就其中的几个问题进行了讨论，同时给出了解决方法。     

动压轴承刚度测量

动压轴承的刚度直接影响陀螺仪表的精度和可靠性，尤其是在径向与轴向刚度下对称时，在过载情况下、会产生不等刚度的误差力矩。因而必须对动压轴承的承载能力、刚度和刚度的对称性进行检查，文中提出了刚度测量的几种设计方案，可以作为设计测试结构的参考。     

道门圣殿青羊宫

青羊宫坐落在成都市区西南面．南面百花潭．西望杜甫草堂．东邻二仙庵．相传宫观始于周．初名“青羊肆”．据考证．三国时取名“青羊观”．至唐代更名“玄中观”．唐僖宗时又改“观”为“宫”．五代时改称“青羊观”．宋代又复名为“青羊宫”．直至今日．关于青羊宫的由来．据《蜀王本记》载：老子为关令尹喜着《道德经》．临别曰：“子行道千日后．于成都青羊肆寻吾”．时隔三年．尹喜如约前来．老君显现法相．尹喜敷演道法．自此以后．青羊宫观便成为神仙聚会．老君传道的圣地．到了唐代．青     

有翼航天飞行器高速动态气动特性试验研究

在CARDC0.6m×0.6m高速风洞中进行了航天飞机类模型的动态失速试验。在M数为0.4～1.2,迎角为0°～75°范围测量了模型的动态气动特性,研究了各种运动参数对动态气动特性的影响。结果表明,在试验范围内,俯仰振荡引起了不同程度的气动迟滞现象,各运动参数对模型的动态气动特性都有重要影响,仅在迎角约为20°～40°时,非定常法向力增量存在,相应的非定常效应较明显。     

浅析飞机的大攻角气动问题及其研究方法

本文分析了现代战斗机的发展趋势,阐明了进行大攻角/过失速机动的必要性,指出解决至今威胁着飞行安全的失速/尾旋问题仍为当代空气动力学家的重任;论述了各种研究大攻角气动问题的方法之优劣;对我国开展大攻角气动问题研究的技术途径提出了一些建议。