大迎角气动导数对飞机横船向飞行品质的影响

以第三代战斗机为例，采用等效系统方法，通过计算并讨论飞行品质指标滚转模态时间常数（Ｔｒ），荷幸滚模态的阻尼比和频率及驾驶员座位处的加速度随气动导数的改变特征，研究在失束宛角前大迎角气动对具有现代控制系统的飞机横向飞行品质的影响。结果表明，气动导数Ｃｌδａ和ｌｐ主要影响Ｔｒ及ａｙｐ；Ｃｎδｒ，Ｃｎδｒ，Ｃｎｒ，Ｃｎβ及Ｃｙβ主要影响ξｎ或ωｎ；Ｃｌβ的影响相对较小。     

某型燃机喷嘴的实验研究

研究了某型燃机喷嘴Ⅰ路供油、Ⅰ路与Ⅱ路共同供油和Ⅰ路供油与Ⅱ路供气的雾化特性.得到以下结论:Ⅰ路供油量基本满足工作要求,锥角误差大约为14.7%,锥角变化相对较大;Ⅰ路与Ⅱ路共同供油锥角满足要求,而供油量相对变化较大,流量误差为12.2%;在Ⅰ路供油与Ⅱ路供气中,Ⅱ路供气压力从0.1MPa上升到0.4MPa时,燃油雾化锥角由70度减小到40度.这对燃机喷嘴的研究和应用有一定意义.     

基于定常N-S方程的导弹滚转数值模拟研究

基于商业CFD软件FLUENT定常N-S方程,在不同计算资源下数值模拟了某标准导弹在不同飞行马赫数、滚转速度和迎角时的滚转特性,并与AEDC报告实验结果进行了对比。计算结果验证了定常算法数值模拟滚转阻尼系数的可行性及其在不同计算资源下计算精度的可优化性,而且定常算法与非定常计算相比消耗更少的计算资源。     

不分离型超声椭圆振动切削力特性研究

分离型超声椭圆振动切削加工效率低的特点阻碍了超声椭圆振动切削技术的广泛应用和进一步发展.为拓展超声椭圆振动切削技术的应用领域,在分析了超声椭圆振动切削过程的基础上,深入研究了不分离型超声椭圆振动切削降低平均切深抗力的有效性机理,并在此基础上分析了速度系数和切深方向振幅对切深抗力的影响,揭示了不分离型超声椭圆振动切削逆变区及动态前角是降低平均切深抗力的主要原因,给出了速度系数对降低切削力失效的判断公式,并通过实验验证了不分离型超声椭圆振动切削具有降低切削力和提高加工过程稳定性的优势.这对于发挥超声椭圆振动切削技术优势,拓宽其应用领域具有重要的意义.     

单通道客机的后机身设计

作为一种典型的单通道喷气客机,CC-200具有大展弦比、小后掠角、相对较低的巡航速度等技术特点,其后机身长度为6.458m,上掠角为12°,与地面水平线的最小间隙值为0.15m。本文采用ESDU 80006和ESDU 70011中的方法计算了该机后机身的阻力增量,并分析了后机身的结构布置及应力分布。     

一种确定自旋卫星姿态的新方法

提出了一种在自旋稳定卫星自旋轴与几何体轴重合或几乎重合时只利用太阳角计算自旋卫星姿态的方法。给出了方法的原理及适用范围。研究表明：定姿精度仅与太敏测量精度有关,减小了传统方法中太敏与地敏两项测量误差产生的误差,方法原理简单、精度高。由实际卫星数据的长期验证可知：方法能在卫星自旋轴与实际几何轴偏差较小时实现快速定姿,定姿结果满足要求。     

某型飞机非线性动力学特性的分叉分析

针对某静不稳定飞机的非线性动力学模型，采用分叉与突变理论（BACTM）计算了常规控制面变化的飞机本体平衡曲线，揭示了其固有的在大迎角下的开环运动特性，在此基础上，设计纵向增稳系统，以保证飞机在小迎角下具有良好的操纵特性，然后再用BACTM分析预测其大迎角下的闭环运动特性，结果表明，其具有与静稳定性飞机类似的预测结果。     

用双自准直仪测量静态测角分度误差

介绍一种用双自准直仪和多齿分度强组合测量静态测角分度误差的测量方法。     

机翼大迎角涡破裂时气动特性计算方法的研究

本文计算了小展弦比机翼纵向和横侧气动特性,并计及涡破裂的影响。本方法以Purvis升力面理论和Polhamus吸力比拟为基础。并参照Lan方法进行大迎角特性修正。算例表明,本方法适用于小展弦比机翼气动特性的计算。     

飞机型架设计中的空间角度计算

本文根据投影几何的基本原理和角度之间的基本关系,提出建立基本单元体的方法,共推导出7个基本公式和25个导出公式。从而简化了飞机型架设计过程中的空间角度计算,压缩了公式的数量。