速燃发动机在战略导弹助推段突防技术中的应用研究

助推段拦截是美国NMD，TMD系统的一个重要组成部分。这一作战方式对弹导弹的防提出了更高的要求，采用速燃发动机降低助推段高度，缩短助推时间是反助推段拦截的有效手段。以一种假定的三级固体助洲际导弹为对象，分析了提高燃速对导弹射程及助推段性能的影响，验证了采用速燃发动机技术提高导弹突防能力的可行性。     

旋翼翼型高速风洞试验壁压法修正研究

基于已有的单参数线化壁压信息法,在做相应简化改动后应用于旋翼翼型高速试验数据修正,着力解决工程上遇到的旋翼翼型高速风洞试验结果不理想的问题。文中采用该方法对FL-21风洞得到的OA309旋翼翼型试验数据进行了修正。结果表明,修正后的旋翼翼型气动特性曲线与国外已有结果吻合较好。该方法能有效满足旋翼翼型高速风洞试验修正的需要。     

Ka频段双极化低剖面卫通相控阵天线

当前国内外低轨通信互联网星座发展迅猛,面向卫通天线跨星跨波束快速切换、低剖面应用需求,提出了一种Ka频段层叠式缝隙耦合双圆极化发射相控阵天线。基于多层PCB叠层瓦式架构,将天线层、电源与控制层、功分网络层和芯片层一体化集成。基于“双线极化天线+移相控制”设计实现左右旋圆极化及其极化切换,采用子阵相位旋转排布实现天线整阵二次圆极化。测试结果表明：天线工作频段为27.5~31GHz,29.2GHz处法向等效各向同性辐射功率值为16.5dBW,可实现±60°扫描,法向轴比＜2dB,左右旋圆极化可切换,天线子阵厚度3mm。相比传统砖式相控阵天线,大幅降低了剖面和重量,对卫通天线低剖面、波束快速切换等具有重要应用意义。     

IMPROVEMENT OF PHASE GRADIENT AUTOFOCUS ALGORITHM

ＩＭＰＲＯＶＥＭＥＮＴＯＦＰＨＡＳＥＧＲＡＤＩＥＮＴＡＵＴＯＦＯＣＵＳＡＬＧＯＲＩＴＨＭＬｉＬｉｗｅｉ（李立伟）,ＭａｏＳｈｉｙｉ（毛士艺）,ＡｓｉｆＲａｚａ,ＬｉｕＹｉｎｇ（刘莹）（ＤｅｐａｒｔｍｅｎｔｏｆＥｌｅｃｔｒｏｎｉｃＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ...     

高频高速流体振荡器工作特性

设计了一种新型高频高速流体振荡器,并采用热线风速仪、高频动态压力传感器等测量手段,对其频率-压力响应特性、速度-压力响应特性及内部压力传播特性进行了实验研究。结果表明:设计的流体振荡器工作频率约为900 Hz,进出口压比为2时,其出口射流速度范围为75~239 m/s。建立了振荡周期/频率与内部尺寸的关系式,验证了振荡器内部的压力传播与反射机制,并用压力的作用机制解释了射流偏转的两个阶段,为今后设计不同流动条件下所需的流体振荡器提供了设计思路。      

直升机高海况起降相关装备能力要素分析

直升机舰上起降是 1个舰、机、人、环等多因素耦合的复杂系统问题。重点分析影响直升机高海况舰上起降能力的舰、机相关装备因素,主要包括舰船的摇荡运动特性、起降平台及上层建筑主尺度,快速系留与牵引、摇荡运动预报等直升机舰面保障设备能力,直升机的抗合成甲板风、适应舰船摇荡运动、舰面开/关车等能力,以及风况监测能力等,给出装备因素影响直升机高海况起降的原理、规律、特点,总结部分国外海军相关研究和装备情况,为国内相关研究和装备研制提供借鉴和参考。     

高低频复合振动钻削CFRP/钛合金叠层结构试验

针对碳纤维增强复合材料（CFRP）和钛合金叠层结构在传统钻削过程中切削温度高、加工质量差等问题,基于低频振动钻削和高频（超声）振动钻削的优势,提出了高低频复合振动钻削的加工方法。采用自主研制的高低频复合振动钻削装置,对CFRP/钛合金叠层结构进行了制孔试验,对比研究了普通钻削、超声钻削、低频振动钻削和高低频复合振动钻削4种方式下的切削力、钛合金切屑形貌、切削温度和CFRP孔加工质量。结果表明：4种加工方式中,高低频复合振动钻削的轴向力波动相对较大,切削温度显著降低,产生的钛合金切屑呈不连续扇形且整体尺寸最小,CFRP孔出入口及孔壁的损伤程度最低,显著提高了加工质量,为复合材料叠层结构一体化制孔加工提供了指导意义。     

宽高比对矩形喷管射流湍流强度影响试验

采用热线风速仪对不同宽高比圆转矩形收敛喷管射流宽、窄对称面上的湍流强度进行了试验研究,得到其沿径向和轴向的分布特征,揭示了流体微团正向脉动变化规律.湍流强度沿径向逐渐减小,宽高比小于8时,随宽高比增加而提高,宽高比大于8后,略有减小.宽、窄对称面上的湍流强度分布规律相同;在射流中心线上,湍流强度沿轴向呈现增大趋势,宽高比小于8时,随着宽高比增大而提高,大于8后,湍流强度有所降低,分布规律不变.      

PIV技术在前体非对称涡结构研究中的应用

介绍了北航D4风洞PIV系统的布置及具体实验方案,在此基础上实现了PIV技术在前体非对称涡流动结构研究中的应用.在迎角50°、Re=0.14×10~6~0.55×10~6时,对旋成体X/D=2和3.35截面流动结构进行研究.结果表明,随着Re数的增加截面上流动结构存在从非对称二涡向三涡发展的趋势;在亚临界区,旋涡对非对称压力分布的影响起主要作用;在临界起始发展区及临界区,边界层流动状态及其分离形态对非对称压力分布的影响起主要作用;前体非对称涡沿轴向由二涡向三涡的发展状态在临界起始发展区比亚临界区将向更上游的位置发生.     

航空发动机高压涡轮叶片表面红外发射率测量及应用

在使用RotamapⅡ红外测试系统前需要已知被测涡轮叶片的表面发射率。阐述了1种使用电涡流加热涡轮叶片,从而获得较大温度范围内的涡轮叶片表面发射率的方法。试验测试了某型航空发动机的新、旧2种高压涡轮叶片的表面发射率。试验结果表明:不同温度下叶片的发射率数值会发生变化,新叶片的表面发射率随温度的升高而明显增大,当叶片表面发生严重氧化后发射率变化较小,在±0.02之间。采用RotamapⅡ系统测试某型发动机高压涡轮叶片温场时,发射率数值可以取0.893,其测温误差小于被测物体温度的1%。同时结合试验得出的发射率造成的测温误差曲线可以对红外测温结果进行修正。