具有尖侧缘的非圆截面机身头部几何参数影响研究

有侧滑时,尖侧缘的非圆截面机身头部在中等和大迎角下,可具有方向稳定性.在计算研究的基础上,选择了3个不同上、下表面高度和两个不同侧缘角的模型进行了低速风洞试验.风洞试验结果表明,无侧滑时,机身的升力、阻力和俯仰力矩的绝对值都随高度增大而减小,在α<30°内,表面高度对横向特性影响较小,α=30~60°时,呈现复杂的影响趋势;尖锐侧缘机身比圆侧缘机身产生的升力和阻力都大些,但俯仰力矩差别不大;随着迎角的增大,对横向特性的影响明显;有侧滑时,上表面b/a=0.75的机身和下表面b/a=0.25的机身对方向稳定性的影响最显著,尖锐侧缘比圆侧缘对方向稳定性有更大的影响.     

飞行器级间段跨声速脉动压力特性试验

通过脉动压力风洞试验测量，对比分析了跨声速（马赫数介于0.75~1.2）不同锥角和锥长大小的级间段对锥柱外形飞行器局部脉动压力的影响规律。结果表明，肩部脉动压力主要由以低频为主导的激波振荡所致，能量集中在100 Hz左右的窄带区间，且表现为随着马赫数增加，脉动压力系数峰值先增大后减小，并随着肩部激波的后移而不断向后推移。此外，通过对比分析5种不同锥角模型（10°、12.7°、15.3°、20°、25°）的脉动压力系数最大值发现，随着锥角的增加，脉动压力表现出当锥角小于15°时先平缓增加，随着锥角增大脉动压力系数增加幅度进一步加大的趋势。对比分析不同锥长模型的结果发现，锥长对局部脉动压力的最大峰值几乎没有影响，影响的只是脉动压力在肩部作用区域的大小以及峰值出现的马赫数范围，且表现为锥柱级间段越长其作用范围越大，对应于峰值的马赫数区间越宽。     

CONTOUR DESIGN AND PRACTICE FOR A LOW RADAR CROSS SECTION VEHICLE

ＣＯＮＴＯＵＲＤＥＳＩＧＮＡＮＤＰＲＡＣＴＩＣＥＦＯＲＡＬＯＷＲＡＤＡＲＣＲＯＳＳＳＥＣＴＩＯＮＶＥＨＩＣＬＥＺｈａｎｇＺｈｏｎｇａｎ；ＷａｎｇＬｕｅ（ＲｅｓｅａｒｃｈＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＰｉｌｏｔｌｅｓｓＡｉｒｃｒａｆｔ，ＮａｎｊｉｎｇＵｎｉｖｅ...     

用应变片测量应力的改进方法—二向应力片及三向应力片

本文就应变片直接测量应力的方法进行了探讨，提出二向应力片及三向应力片原理，使在实验应力分析的电测场合中，对于某点的应力分量的测量，无需进行几个应变片数据的分别采集，再综合成应力分量（正应力或剪应力），使读数应变与应力分量一一对应，且各测量数据之间在算法上没有耦合。二向应力片及三向应力片的使用，简化了测量数据的处理过程，在动态测量特别是冲击力测量中，具有一定的实用意义。     

典型散射体低频特性估计

本文探讨了几种典型金属物体的低频散射问题。介绍了低频散射截面的计算方法；对计算结果进行了分析；并就雷达目标低频散射特性提出了作者的观点。     

镇江-扬州南汊大桥抗风特性研究

介绍了拟建中的镇江—扬州公路大桥南汊悬索桥的节段模型风洞试验的主要内容、试验结果和颤振计算分析结果 ,据此评估了该桥的抗风特性     

各级差异化多级刷式密封级间压降均衡性数值与实验研究

分析多级刷式密封级间压降分配特性理论,提出新型各级差异化多级刷式密封结构,基于流固耦合方法建立新型多级刷式密封三维实体计算模型,设计搭建新型多级刷式密封泄漏流动特性实验装置,数值与实验研究在不同工况条件下,结构参数对新型结构多级刷式密封级间压降均衡性和泄漏特性的影响规律。研究结果表明：传统结构多级刷式密封各级级间压降占比均衡性标准差为8.41,新型结构各级级间压降占比均衡性标准差最大为4.69,最小为2.07。相较传统各级相同结构,增大下游级有效流通面积的新型各级差异化多级刷式密封可有效改善级间压降的不均衡性。提高后挡板保护高度使得新型结构各级级间压降占比均衡性标准差最小,各级级间压降占比较接近,可明显改善新型结构多级刷式密封级间压降均衡性。减少刷丝束厚度和增大刷丝束与转子面间隙使新型结构多级刷式密封的泄漏量增大明显。     

RAM技术在隐身飞行器薄型翼设计中的应用

雷达吸波材料（ＲＡＭ） 技术是隐身技术中的重要技术之一，并且在隐身武器，尤其是隐身飞行器系统设计中得到广泛应用。本文首先简要阐述了雷达吸波材料吸波的基本原理，然后以隐身导弹薄型弹翼的低雷达散射截面（ＲＣＳ） 设计为例，探讨了涂覆型雷达吸波材料涂覆方案的设计思想和方法，最后给出一部分隐身飞行器薄型翼面低ＲＣＳ设计的样例。     

雷达寻的导引头天线雷达截面积研究

简要地阐述雷达寻的导引头天线的功能与发展、导引头天线雷达截面积（ＲＣＳ）问题提出的原因以及隐身的措施。介绍了某些形式导引头天线ＲＣＳ的测量和对测试数据的统计方法，并给出ＲＣＳ的测量结果。最后提出从ＲＣＳ考虑对雷达寻的导引头天线外形选择的初步看法。     

液体火箭发动机喷管收扩段的数控加工工艺研究

液体火箭发动机中，喷管收扩段是一个关键零件，数控加工工艺方法和程序编制方法非常复杂，国内外均在该方面有所研究。本文简述了喷管收扩段的数控加工工艺和程序编制方法以及在程序编制过程中建立的数学模型，并在通用的数控铣加工中心上实现了该零件的数控加工。