圆形降落伞顶孔的孔口圈新技术

文章介绍了美国近年来研究的降落伞中的一项新技术—圆形降落伞顶孔的孔口圈技术。该项技术去掉顶孔绳 ,代之以高强编织带孔口圈。在X— 38计划的减速伞和超音速引导伞、在SDW减速稳定伞和主伞以及PLER伞上应用 ,均获得成功。     

多工器圆腔径向环带加工新方法

针对各种圆形腔体径向环带的铣削加工,设计制造了数控车床与数控铣床工装,运用此类工装在数控车床与数控铣床上加工各种圆形腔体径向环带,提高了生产效率,劳动强度大幅度下降,具有极好的应用推广价值。     

前缘剖面形状对80°／60°后掠双三角翼上涡流运动影响的数值模拟研究

采用上风高分辨率格式———通量差分分裂格式离散求解三维可压非定常薄层N S方程 ,数值模拟前缘剖面形状对 80°/60°后掠双三角翼上涡流运动的影响。计算模型包括尖前缘、菱形前缘、圆形前缘等三种不同前缘形状的机翼。计算结果表明 :三种不同剖面形状的前缘可以诱导产生不同的前缘分离 ,形成的各前缘剪切层的特点也不同。尖前缘机翼的边条翼涡和外翼涡合并点最靠前 ,其次为菱形前缘和圆形前缘的机翼。在大迎角情况下 ,三种机翼上的内翼涡发生破裂。圆形前缘机翼上的内翼涡破裂点比其它两种情况下破裂点的位置较靠前。涡的合并对二次涡的结构和特点也有显著的影响。     

横向气流中的液体圆形射流破碎实验

采用了高速摄像仪对横向气流场中的液体圆形射流破碎过程进行了研究.实验中使用的喷嘴喷孔直径为0.3 mm,研究液体工质采用水,液气两相动量通量比的范围为10.2～80.结果表明,射流表面初始波动是蛇形波动,在气动力作用下逐渐发展成螺旋状表面波,最终增长到一定程度使得液体断开.随着气流速度的增加,气动力在射流破碎过程中将取代表面张力而占据主导地位,而且螺旋状表面波幅值会随气流速度增加而增加.射流运动轨迹脉动幅度随气流速度增加而增强,随射流速度增加而减弱.同时给出了射流破碎位置坐标与液气两相动量通量比之间的关系式,以及射流液柱在破碎点之前类似抛物线的轨迹曲线公式.      

一种基于角度-多普勒补偿的均匀圆形

采用均匀圆形相控阵天线的机载雷达杂波分布随距离变化而变化,各距离单元的杂波不再满足独立同分布的条件,造成统计型空时自适应处理(STAP)器性能下降。基于此,本文建立了均匀圆形天线机载雷达模型,对其杂波分布进行了分析,得出了空间角随阵元数非线性变化的特性造成其杂波距离维分布非均匀的结论。研究了一种均匀圆形天线机载雷达杂波抑制方法,该方法先通过修正的角度-多普勒补偿(MADC)预处理消除在杂波谱中心处的非均匀,再利用基于导数更新(DBU)技术进一步减小在其他方位杂波的非均匀程度。仿真结果表明了该方法的有效性。     

一种圆翼飞行器风洞实验与随动机制

阐述了圆翼随动机制的基本原理,研制了无人验证机,并进行了风洞实验研究。结果表明：可以绕 其圆心自由转动的圆形机翼（简称“圆翼”）能随其两侧气动阻力的不平衡而转动,从而消除翼 面上的侧滑效应。采用这种气动结构的飞机具有绕其立轴转动,在转弯时可实现机翼无倾斜 的航向机动能力。圆翼相对其任一轴线都是对称的。当机头偏离航向线而发生侧滑时,与机 身同轴的圆翼在气动阻力的作用下,向反方向转动,以新的纵轴对正航向,继续保持机 翼的气动平衡。     

基于大幅值Lyapunov轨道的地月转移轨道设计研究

基于平面圆形限制性三体问题模型,利用与绕月轨道相切的大幅值Lyapunov周期轨道,提出了一种新的地月转移轨道设计方法。根据Poincaré截面与限制性三体问题动力学系统对称性计算得到的大幅值Lyapunov轨道,通过与绕月轨道拼接,将地月转移问题转化为地球到大幅值Lyapunov轨道的转移问题。为保证探测器能够从近地轨道（LEO）切向逃逸到达大幅值Lyapunov轨道,通过计算其稳定流形,采用最近点作为Poincaré截面的终止条件求解探测器的初始状态,并根据初始状态完成地月轨道的设计。仿真结果表明,该地月转移策略相比于Hohmann转移,在同样只需要两次速度增量的前提下,约节约100 m/s的速度增量,该研究为地月转移轨道的设计提供了一种新思路。     

盲棋导航的空域划分研究

无线电盲棋导航系统不直接传送经纬度,保密性强,传输距离远,不受视距影响,可实现远距离、低空归航。文中论述了该系统中的盲棋子空域的划分,通过对几种可选方案:矩形(正方形)、正六边形、圆形的分析和比较,得出了在无线电盲棋导航系统中以正方形作为子空域最优。     

液膜射流和圆射流雾化过程的湍流演化特性

利用PIV技术,在相同喷射压力下对分属液膜射流和圆形射流的两种理论喷射类型的典型喷油器———涡旋喷孔和双喷孔喷油器的射流雾化的湍流演化过程进行了测量和分析,研究表明:在整个射流过程中,两种射流的空间相对湍流强度分布比速度分布发散,且集中分布在射流的上下边缘和根部区域;随着喷射时间的延长,射流流场的湍流强度值逐渐增大,且主要分布在涡旋射流的非前锋区域以及双孔射流的非前锋和非中心线区域;喷射开始后1.5ms和4ms时,涡旋射流中心区域的湍流积分尺度分量值较大,分别达到约6mm和7mm的量级,8ms时,涡旋射流流场的湍流积分尺度分布的发散程度比双孔射流明显,且雾化粒子速度方向与积分方向不同时得到的两个湍流积分尺度分量大小以及连续性等分布情况恰好相反;整个喷雾过程,雾化粒子y方向速度分量沿x方向积分得到的湍流积分尺度分量值均小于其他3个湍流积分尺度分量值且分布的不连续性明显。     

Structural optimization of uniaxial symmetry non-circular bolt clearance hole on turbine disk

This study proposes a parameterized model of a uniaxial symmetry non-circular hole, to improve conventional circular bolt clearance holes on turbine disks. The profile of the model consists of eight smoothly connected arcs, the radiuses of which are determined by 5 design variables.By changing the design variables, the profile of the non-circular hole can be transformed to accommodate different load ratios, thereby improving the stress concentration of the area near the hole and that of the turbine disk. The uniaxial symmetry non-circular hole is optimized based on finite element method（FEM）, in which the maximum first principal stress is taken as the objective function. After optimization, the stress concentration is evidently relieved; the maximum first principal stress and the maximum von Mises stress on the critical area are reduced by 30.39% and 25.34%respectively, showing that the uniaxial symmetry non-circular hole is capable of reducing the stress level of bolt clearance holes on the turbine disk.