JL8飞机失速尾旋飞行试验研究

叙述了JL8飞机失速尾旋试飞状态、试飞试验和试飞结果。试飞结果表明，JL8飞机具有良好的大迎角特性及低速和高速失速特性。其正飞尾旋获得了三种模态，即“落叶飘”型非定常尾旋、非定常陡振荡尾旋和左均匀平尾旋；倒飞尾旋呈不稳定型态。而且各种尾旋都能成功地改出。另外，还评价了误操纵对失速和尾旋的影响。可供飞机大迎角和失速、尾旋特性研究人员参考。     

压气机旋转失速声学特性及主动控制策略探讨

通过对轴流压气机旋转失速的声学特征的描述，从非定常角度出发对旋转失速发作的原因及其声学特性进行了分析。同时，对轴流压气机非定常现象具有的时间尺度进行了对比研究。建立了考虑旋转失速声学特性的开环系统控制的物理模型，对于揭示轴流压气机旋转失速机理以及进一步对旋转失速进行主动控制提供了理论基础。     

横航向飞行品质对参数的灵敏度分析

使用等效系统评价方法,根据数值计算结果分析了全权限电传操纵飞机从小迎角到失速迎角横航向飞行品质对于气动参数变化的灵敏度。结果表明飞行品质对操纵效能变化很灵敏,对横向气动导数变化又较航向灵敏,特别对于高增益、强调横向操纵飞机更为如此。同时建议飞控系统横航向通道随迎角调参,以确保在更宽的迎角范围内具有满意的飞行品质。     

用于单轴旋转惯导系统的非接触信号传输技术

针对旋转惯导系统内使用的导电滑环具有寿命低、可靠性差、传输信号带宽窄的缺点,设计了一种基于激光通信的非接触信号传输装置,用于代替导电滑环传输电信号,可大大提高使用寿命、传输信号精度、可靠性和带宽。文中详细介绍了装置的设计原理、技术实现及验证,该装置具有RS232、RS422、CAN、TTL等多种输入输出接口,可满足大部分惯导系统信号传输要求,有效传输距离为20~80mm,经过各个环节的精密设计,可保证10~(-7)量级的传输精度,通过各种测试充分验证了该装置代替导电滑环传输电信号的可行性,为提高旋转惯导的可靠性奠定基础。     

阳极层霍尔推力器内轮辐效应不稳定性研究

为研究圆柱形阳极层霍尔推力器内轮辐效应的不稳定性,利用高速相机和静电探针得到1-2-1模式、1-2-3-1模式和1-2-3-2-1模式的轮辐分裂与合并现象。随着磁感应强度由205Gs增加到225Gs,轮辐个数m由1增加到3。轮辐的分裂与合并模式增多,且轮辐的旋转频率随之由25kHz提高到40kHz～50kHz。轮辐效应的存在是电子密度分布函数的宏观体现,动理论方程中力F的波动引起了轮辐的分裂,随着轮辐个数m的增加,电子分布的低频大幅度波动逐渐演变为小幅度高频率的波动。电子密度分布函数的波动引起的轮辐效应产生了角向分布的电场强度与磁场共同作用,增强了电子轴向漂移运动。     

低雷诺数下双元素翼帆的襟翼几何参数对其推进特性影响研究

为了研究大型船舶在航行中翼帆对其推进性能的影响规律,本文建立了一种双元素翼帆模型,并采用雷诺平均N-S方程在定常和非定常工况下对襟翼几何参数变化的模型进行数值仿真。结果表明,双元素翼帆气动特性的改变体现了襟翼旋转轴位置、襟翼偏转角以及缝隙宽度之间的非线性耦合作用。襟翼旋转轴位置的前移实际上是增大了缝隙宽度,进而增加了流过缝隙的流体,避免了主翼尾流的流动分离。然而,襟翼旋转轴位置的前移距离也受到襟翼偏转角的限制,在襟翼偏转角为25°、攻角为6°,当襟翼旋转轴位置由90%前移到85%时,襟翼吸力面发生了大尺度流动分离。襟翼旋转轴位置不宜过于靠前或靠后,当相对缝隙宽度为2.4%时襟翼旋转轴位置为85%较为合理。     

Self-similar flow of a rotating dusty gas behind the shock wave with increasing energy, conduction and radiation heat flux

A self-similar solution is obtained for one dimensional adiabatic flow behind a cylindrical shock wave propagating in a rotating dusty gas in presence of heat conduction and radiation heat flux with increasing energy. The dusty gas is assumed to be a mixture of non-ideal (or perfect) gas and small solid particles, in which solid particles are continuously distributed. It is assumed that the equilibrium flow-condition is maintained and variable energy input is continuously supplied by the piston (or inner expanding surface). The heat conduction is expressed in terms of Fourier’s law and the radiation is considered to be of the diffusion type for an optically thick grey gas model. The thermal conductivity K and the absorption coefficient α_R are assumed to vary with temperature only. In order to obtain the similarity solutions the initial density of the ambient medium is assumed to be constant and the angular velocity of the ambient medium is assumed to be decreasing as the distance from the axis increases. The effects of the variation of the heat transfer parameters and non-idealness of the gas in the mixture are investigated. The effects of an increase in (i) the mass concentration of solid particles in the mixture and (ii) the ratio of the density of solid particles to the initial density of the gas on the flow variables are also investigated.     

周向总压畸变进气下叶片前掠对转子稳定性的影响

以跨声速压气机NASA转子11为原型进行前掠改进,对得到的前掠转子与原型转子内流场进行了定常数值模拟,结果表明:在设计转速下前掠转子的性能有所提高,尤其是近失速流量有明显的降低.在周向总压畸变进气条件下,对转子11和前掠转子进行了非定常数值模拟,两者的性能较均匀进气条件下都出现了不同程度的下降,但前掠转子的近失速流量仍明显低于转子11,这是因为转子11叶尖区域处气流较前掠转子更易堵塞.      

液体火箭发动机诱导轮旋转汽蚀分析

超同步旋转汽蚀和次同步旋转汽蚀是液体火箭发动机诱导轮旋转汽蚀现象的两种类型。为了揭示它们之间的差异,完成了Tsujimoto旋转汽蚀计算模型的理论求解,开展了旋转汽蚀现象的数值计算。结果表明,旋转汽蚀两种类型发生时,质量流量增益系数M都发生周期性变化。当超同步旋转汽蚀发生时,M>0;而当次同步旋转汽蚀发生时,M值的变化范围更广。由于在设计工况点附近,通常有M>0,因此在多数情况下很难观测到次同步旋转汽蚀。     

典型过失速机动运动规律建模研究

对典型过失速机动的运动特性进行了分析,根据其运动特点将过失速机动的运动过程分解为定直飞行、快速俯仰和绕速度矢量旋转三种基本运动的组合。选取基本运动的关键参数,并针对关键参数建立过失速机动的运动模型。模型计算结果和飞行仿真结果的比较表明,所建立的运动模型在过失速机动中的应用是可行的。