环形叶栅内利用非定常激励减少分离区损失的研究

阐述了在环形扩压叶栅内利用非定常激励减少分离区损失的实验研究成果。在测得各个工况下环形叶栅的分离旋涡频谱特性的基础上，采用施加声激励的实验手段，系统研究了扩压环形叶栅内流动与非定常扰动之间相互作用的机理，证实了一定条件下的非定常扰动能促使叶栅分离区的减小，从而降低总压损失，达到提高气动性能的目的。分别从激励频率和强度的角度出发，探索了影响激励效果的途径。     

跨音多级轴流压气机对突变型扰动的动态响应

基于多级轴流压气机的逐级特性详细研究了跨音多级轴流压气机对突变型温度扰动、突变型压力－温度联合扰动的动态响应和气动稳定性。同时还给出了动态扰动下多级轴流压气机失稳识别的新的预估方法。     

基于模糊聚类的模糊神经网络在非定常气动力建模中的应用

建立了一种基于模糊聚类的模糊神经网络模型.该模型利用模糊聚类技术确定系统的模糊空间和模糊规则数,利用BP算法调整模糊神经网络的权系数.应用该模型对某飞机模型做俯仰-滚转耦合运动的非定常气动力进行了辨识.结果表明,基于模糊聚类的模糊神经网络计算速度快,辨识结果与实验结果符合较好.用模糊聚类技术可以解决模糊神经网络的结构辨识问题,基于模糊聚类的模糊神经网络可以很好地用于复杂机动飞行的非定常气动力建模.     

《推进技术》第23卷(2002年)主题分类索引

1 液体推进剂火箭发动机航天器推进系统故障的面向时态检测与诊断…………(11)气动谐振管加热效应初步实验…………………………(52)预燃室三维湍流和燃烧过程的数值模拟(1)计算模型和方法 …······-··-······-··-···--··…······························(121)液氧液氧火箭发动机预冷与启动过程数值模拟综述……… ……···………···…………····……·………………-f177)预燃室三维湍流和燃烧过程的数值模拟(Ⅱ)数值模拟结果及分析…·…………·………………·…·……………     

前、后体构型对全机气动特性影响的研究

本文以三翼面局为载体，着重介绍了改善低速大迎角纵横向气动性能的措施；给出了机头，前升力面，后升力面及立尾等部件的气动布局设计特征及参数规律；指出带前翼延伸边条的前体布置和中等后体边条／大后掠小平尾／后体边条上双立尾的后体布局是既有利于改善低速大迎角性能又有利于减小超音速阻力的布局形式。     

高超音速飞行的总温总压计算

本文用化学平衡定熵变成份变比热热力计算法(以下称热力计算法〕计算了Ma=0～7.00、高度H=0～40km的总温、总压随Ma数及高度H的变化规律.计算结果与定成份定比热的气动函数法(下称气动函数法)和修正系数法的计算结果及R-R公司的引用数据进行了比较.给出了总温、总压的相对误差δ_T、δ_P随Ma数及H的变化规律.计算表明,热力计算法与气动函数法相比较,在Ma>3.0之后有显著的差别.     

大迎角下导弹气动耦合控制系统分析

工程设计中，基于三通道自独立的前提来设计导弹控制器的常用方法，一般是将耦合项作为随机干扰来处理，这种方法不但具有一定的盲目性和不确定性，而且还丰厚明显的理论缺陷：耦合的存在改变了原系统的性能，严重时甚至会影响系统的稳定性。因此，只有当耦合影响很微弱时，这种方法才有实际应用价值。现分别从稳定裕度和气动参数两个方面，论述了气动交连耦合是造成大迎角飞行导弹控制系统不稳定的重要原因，并由此得出结论：对于大迎角下气动耦合强烈的导弹，其控制系统需考虑采用解耦控制，以便行这有效地变不稳定系统为稳定系统。     

1:10人-椅模型上肢的跨-超音速风洞实验

 本文介绍了1:10人椅模型上肢跨-超音速风洞实验的结果。测量了Ma=0.5～2.04和攻角10°～20°范围内上肢的阻力和侧向力。获得了在握扶手和拉中央环两种姿态下手臂的气动力特性。比较了穿衣袖与不穿衣袖两种状态下手臂的气动力数据。实验结果为确定人体上肢对高速气流吹袭的耐久限度和设计防护措施提供了重要的气动力数据。     

吸气条件对圆柱非定常分离流影响的数值研究

本文根据二维可压非定常Ｎ－Ｓ方程，基于Ｂｅａｍ ａｎｄ Ｗａｒｍｉｇｎ及Ｓｔｅｇｅｒ的方法，在圆柱绕流出现周期分离后，施加吸气条件，研究气对于圆柱非定常绕流的影响，计算结果表明，在恰当地区域施加恰当的吸气条件，可以希望通过减小压差阻力来减小总阻力，吸气还有抑制尾迹中非对称流动的作用，从而使圆柱所受的垂直于来流方向的升力的变化幅度减小，变化频率减小，但是吸气会增加磨擦阻力，过份的吸气会导致摩阻增大太     

简谐激励下弯曲薄板的非线性运动方程

推导了两端固定和两端简支的弯曲薄板在其支承简谐激励下的运动微分方程,并利用Galerkin方法对其进行了离散化处理。