轴流压气机转子叶片表面静压分布实验

在低速轴流压气机转子叶片吸力面50%叶高沿轴向埋入5个Kulite动态压力传感器,并采用固定在压气机转轴上一种新型可存储的数据采集器记录数据,对近设计点和2 kr/min转速不同流量工况条件下转子叶片表面静压进行了实验测量,并与CFD数值模拟结果进行了对比。结果表明,除近失速点外,叶片表面静压实验测量值与计算结果吻合较好,说明所采用的的测量方法是成功的,测量结果是可靠的;在近失速工况,实验值与计算结果差值较大,主要是由试验台振动所引起的实验误差和CFD数值计算对近失速点工况流场模拟得不够准确所导致的。     

某型机空中共振数据分析和参数识别

对于新研直升机,必须考虑旋翼与机身耦合不稳定性问题———地面共振和空中共振。以某型直升机作为研究对象,根据其飞行状态下实测载荷和振动数据对该型直升机空中共振情况进行了分析,并采用移动矩形窗方法识别了旋翼摆振模态的阻尼和频率,初步摸索了一套直升机空中共振实测数据分析和参数识别方法。     

重复使用金属热防护系统研究进展

综述了金属热防护系统的国外研究最新进展,重点介绍了国内相关研究和试验的最新情况.指出金属热防护系统仍是下一代重复使用运载器大面积表面热防护系统的优选方案之一.     

基于互联网看国内无人直升机发展

介绍近年来国内无人直升机在航空监测、电力放线施工、农田飞行施药、电力巡线和科学考察等民用领域的应用实例,分析国内无人直升机的基本机型及其优缺点,指出国内无人直升机起飞重量低,续航时间短,飞行速度慢的应用现状,在行业应用方面,无人直升机在电力行业有广阔的发展前景。     

高超声速弹性飞行器前体压缩性能分析

针对全尺寸的吸气式高超声速飞行器的低阶弹性弯曲模态极易被控制和扰动输入激发的特点,提出了一种基于准定常激波膨胀波理论进行前体处于振动条件下的气流参数计算方法,然后用该方法分析了一个具有二维可调进气道的全尺寸吸气式高超声速飞行器机体弹性弯曲振动对前体压缩性能的影响.分析表明:对于实际飞行中可能发生的小振幅的低频弯曲振动,...     

法国高超声速冲压发动机技术研究(英文)

法国正在致力于发展高超声速吸气式推进系统和推阻平衡预测能力所需要的技术。通过地面试验研究完成其大部分技术开发,目前正在对燃烧室进行攻关研究,以确保燃烧效率和结构热力强度满足要求。另一方面,为了掌握推阻平衡技术,必须进行飞行试验。因此,MBDA和ONERA正在推进LEA飞行试验计划。此计划始于2003年1月,准备在后续几年内完成马赫数4到8的若干次飞行试验。在2009年中期,通过关键设计评估完成了LEA飞行器推进系统的验证。将确定在2011年春季通过一系列自由射流试验验证飞行器的推阻平衡。此外,系统地开展了可重复使用运载器和高速民用飞行器的可行性和可实现的工作性能研究。     

脊状表面航行器模型减阻特性的水洞实验研究

通过水洞实验研究具有横流方向的脊状表面航行器的阻力特性。运用三分力天平,分别对光滑表面航行器模型和脊状表面航行器模型在零迎角、不同水速下进行阻力测试,得到其减阻特性曲线。实验结果表明,脊状表面航行器模型具有很好的减阻效果,减阻量与脊状结构的特征尺寸、间距以及来流速度有密切关系。在实验工况内,最大减阻量达到11.7%。     

风洞非均匀流场中的一体化高超声速飞行器缩比模型气动性能研究

准确预测气动推进性能是吸气式高超声速飞行器研究的重要挑战之一。针对CARDC吸气式高超声速实验室（AHL）自主设计的一体化高超声速飞行器风洞试验模型,通过数值模拟计算,研究了CARDC600mm脉冲燃烧风洞的流场,并与试验结果做了对比,确定了试验模型在风洞中的合理安装位置,分析了带舵面飞行器在进气道打开、发动机不工作情况下的气动性能,对比研究了试验模型部分处于风洞流场非均匀区时,风洞结果对模型气动性能产生的影响,对比了数值计算结果和风洞试验结果。结果为利用风洞试验结果准确分析飞行器气动性能提供了重要依据。     

基于模糊专家系统的编队防空辅助决策系统

应用模糊推理理论的思想和方法设计和实现了编队防空辅助决策专家系统.文章详细介绍了系统的基本结构、知识表示和推理机制.系统采用模糊关系矩阵和基于框架的模糊推理相结合的推理方法,具有较高的准确性.最后给出了一个应用实例.     

无人机机载综合信息记录仪设计应用

无人机飞行试验的故障和事故分析需要完整记录无人机飞行状态及环境信息,为此设计了能够记录无人机遥测/遥控、飞行图像和发动机噪声的机载综合记录仪,并解决了各种信息的同步记录和回放问题,提供了一套完整的解决方案。同时为满足无人机特殊的使用环境,对记录仪进行了小型化、减重设计及电磁兼容设计,结果表明,此记录仪适用于无人机系统,为无人机飞行性能分析及故障事故分析诊断提供了一种有效的支持手段。