一种新的Whipple防护结构弹道极限方程准确率分析

文章提出一种新的Whipple防护结构弹道极限方程,对之进行了准确率分析,并与NASA约翰逊空间中心最新的Christiansen方程进行了对比。结果显示:新方程对国内外大量试验数据的预测准确率达到了78%,而Christiansen方程的预测准确率为72%。对于国内200多次超高速碰撞试验数据,新方程预测准确率为78%,而Christiansen方程仅为61%。可见,文章所提出的新方程对国内外材料具有高准确率和普适性,能够满足工程需要。该方程有效克服了国外有关弹道极限方程预测准确率低及通用性不强等缺点,可为我国空间站的M/OD撞击风险评估和防护设计提供技术支持及保障。     

固体火箭冲压发动机二次燃烧试验研究

针对某工程论证需求,分别采用缩比和全尺寸固体火箭冲压发动机,利用地面直连试验系统,开展了壅塞式固体火箭冲压发动机试验研究,采用燃烧效率和试验比冲作为评价指标,对比分析了燃气发生器进气方式与喷嘴结构、空燃比、燃气流驻留时间、尺寸效应等因素对发动机二次燃烧性能的影响。结果表明,设计的一次进气发动机能够实现高效燃烧;在测试范围内,空燃比增大发动机燃烧效率降低;延长燃气驻留时间,提高了发动机二次燃烧性能。     

空间综合材料科学实验装置的设计与实现

为了满足各种材料在空间进行科学实验的目的,设计了能在空间长期工作的综合材料科学实验装置。文章详细介绍了该装置中的样品提拉机构、样品夹具结构和人机工效学的设计过程。实验结果验证了设计理论和方法的可行性和实用性;实验装置运行平稳、可靠,实验样品完整、无损伤。该装置首次实现了多批次样品的管理和更换功能以及在轨人工参与操作功能。     

共轴式双旋翼尾迹形态的水洞实验研究

通过对单旋翼和共轴式双旋翼在水洞中的对比实验，研究了在悬停和以不同速度前飞时，共轴式双旋翼和单旋翼尾迹形态的共性与区别，着重研究了在不同前进比时共轴式双旋翼尾迹边界的形态。实验结果表明，水洞实验所得到的旋翼尾迹形态与在空气中实验所得的结果相吻合，水洞实验能真实的反映直升机旋翼尾迹的实际情况，并且具有显示清晰和稳定性好的优点。     

动态气动实验的数据处理研究

气动动态实验记录中,往往包含有各种类型的干扰,有时会掩盖准确的气动结果,因而针对各种“干扰”的成因与机理,采取有针对性的数值处理方法才是正确的,有效的。本文介绍双频率非线性模型数据拟合方法的一种应用研究情况。     

铝基复合材料低频振动攻丝技术试验研究

铝基复合材料内螺纹攻丝属封闭切削，加工难度大，丝锥极易折断。采用低频振动攻丝对该材料进行了内螺纹加工试验，包括振动攻丝效果、不同丝锥及不同参数进行了工艺优化试验，对攻丝质量进行了详细检测和评估。结果证明了振动攻丝工艺显著提高了加工精度、效率，且丝锥未发生折断现象，说明该技术有效可行。     

加压渗流铸造制备多孔铝的工艺研究

本文研究了通孔多孔铝合金的制备工艺。采用正交试验法确定了模具及粒子的预热温度，铝液的浇注温度，渗液压力三者的最佳配合关系。     

飞行器大迎角非对称涡与气动特性的实验研究

针对飞行器大迎角绕流的非对称气动特性,采用变湍流度技术,通过对细长体和翼身组合体模型的实验研究,分析了湍流度和人工扰动对飞行器大迎角流动非对称性的影响规律。实验结果表明,湍流度和人工扰动对飞行器大迎角情况下的非对称流动特性影响显著。     

移动唇口变收缩比侧压式进气道反压特性和自起动性能

在来流马赫数为3.85条件下,开展了移动唇口可变收缩比侧压式进气道反压特性和自起动性能风洞实验.研究了不同内收缩比条件下,侧压式进气道抗反压性能和起动性能.实验结果表明:在正常工作条件下,侧压式进气道内收缩比大小影响其抗反压能力,内收缩比1.19的侧压式进气道能抗23.42倍反压,内收缩比1.24的侧压式进气道能抗26.44倍反压,内收缩比较大的进气道抗反压能力强;不能自起动的侧压式进气道,通过移动唇口减小其内收缩比,可以顺利实现自起动.      

天空飞行与地面风洞实验动态气动相关中的雷诺数影响

近10余年来，在3个动态气动专题领域内，地面风洞自由飞实验与对应的天空飞行器的绕流雷诺数虽然相差1～2个量级，但风洞自由飞实验结果多次预测或再现了天空飞行器出现的对飞行安全、飞行性能产生严重影响、其它地面风洞实验方法难以预测或再现的这3个专题领域内的动态气动特性，这至少为3个专题领域内天地动态气动相关中的雷诺数影响，提供了一个新的理解。