不同尾翼鸭式布局远程弹在跨／超声速的气动特性实验研究

为了研究鸭式布局远程弹尾翼对气动特性的影响,设计了无尾翼,“T”型尾8翼,栅格尾翼三种尾翼布局,通过风洞测力实验研究不同布局在不同马赫数及迎角状态下对远程弹气动特性尤其是滚转特性的影响。实验结果显示：安装“T”型尾翼的模型和安装栅格尾翼的模型相比,在跨声速阶段,其升力特性优于栅格尾翼,也更利于滚转控制,但在超声速区域,栅格尾翼模型具有明显的升力特性优势,同时也容易进行滚转控制,而减小阻力是栅格翼将来需要解决的问题。     

加强民航实验实训体系建设,提高学生工程实践能力

<正>引言快速发展的民航业对机务维修等民航特殊专业工程技术人才具有迫切而广泛的需求。根据中国民航"十一五"发展规划,未来五年将是中国民航的高速发展期,到2010年末,民航全行业从业人员总量将达到44万人,需增加飞机维修人员25万人。     

一种经济型测量传声器的改装、校准及应用

基于一种消费电子类的麦克风设计改装了一种经济型测量传声器,并设计了校准实验装置对其进行校准.对校准实验装置的可靠性进行了验证,利用该装置对自制传声器的幅值、相位进行了校准,将校准后的传声器安装在实验室的流管实验装置上进行测量,并和B&K(Bruel&Kjaer)公司的4938型传声器同样条件下的测量结果进行比较,对比结果显示自制传声器经过校准以后可以作为测量传声器应用.      

小推力高室压NTO/MMH火箭发动机实验系统管路流阻特性实验

为研究小推力高室压NTO/MMH(四氧化二氮/甲基肼)火箭发动机实验系统管路流阻特性,对管路流阻理论、冷流实验及点火实验进行对比分析研究.通过管路介质流动能量损失计算,建立NTO/MMH管路流阻特性理论模型.开展无水乙醇冷流实验及NTO/MMH小推力高室压火箭发动机点火实验,以最小二乘法确定流阻特性实验拟合公式.与冷流实验结果相比,无水乙醇流量分别为0.10~0.40kg/s,0.09~0.36kg/s时,NTO/MMH管路理论流阻平均误差分别为5.42%,3.67%;与点火实验结果相比,真实推进剂流量分别为0.39~0.47kg/s,0.26~0.31kg/s时,NTO/MMH管路理论流阻平均误差分别为2.44%,2.47%,基于冷流实验预测的流阻平均误差分别为5.74%,3.46%,NTO流量为0.47~0.51kg/s(不含0.47kg/s)时,管路理论与冷流实验预测的流阻平均误差分别为16.56%,9.73%.实验与分析结果可应用于小推力高室压NTO/MMH发动机点火实验,并为实验系统设计提供必要支持.      

超声速气流中横向射流雾化实验和数值模拟

为了对超声速气流中的横向射流雾化过程进行研究,在直连式实验台上进行了超声速气流中的横向射流雾化实验,并对实验工况进行了数值模拟.超声速来流的马赫数为2,实验喷雾的动压比范围为1.～11.7,实验工质为水.采用纹影法对射流雾化过程进行了拍摄,得到了有雾化的超声速流场结构和穿透深度拟合公式.同时采用欧拉-拉格朗日两相流计算方法对实验工况进行了数值模拟,雾化模型采用了一种新型K-H(Kelvin-Helmholtz)和R-T(Rayleigh-Taylor)混合模型,数值模拟与实验结果符合较好.      

解决一体化设计

通过风洞实验,人们发现:二维矢量喷管向下偏转后,除了可以产生预期的推力分量和俯仰力矩外,喷流的转折往往还能在扁宽的后机身或机翼等部位诱导出超环流,形成附加的气动升力,其数值随喷口偏角的增大而增大。此种情况在采用三维喷管的飞机上基本上是见不到的。三维矢量喷管偏转后,一般只能通过推力指向的变换,为飞机提供所需的纵向或方向操纵力矩,对外界气流的影响相对较小。     

别有洞天在“实验”——记可靠性技术专家徐明

在科研领域,不菲刻苦钻研者,刻苦是科研者的必备素养,钻研却隐含了创新和深度,固于常规往往会拘于樊笼,而敢于尝新超越才能登临新的境界.中国航空综合技术研究所总工程师、曾经荣获国家科技进步一等奖的徐明就是一位在"实验"中洞开一片天,引专业潮流的风云人物,二十余年的不懈探求,赢得专业美誉频频,荣获多次国家科技进步奖.因为在可靠性领域卓越的探求,成为国防科工局第一届科技委成员、国防科工局质量与可靠性专家组成员,总装备部可靠性共性技术组成员.能够在专业领域卓有成效,并独领风骚,他说,如果不是从航空实验起步走向科研,绝不会有精深的理解和思路的开拓,进而有所突破,正是因为有实践、有理论的过程,才能在可靠性领域有所作为.     

基于RBF神经网络的开关磁阻电机在线建模 及其实验验证

 为了获取开关磁阻电机(SRM)的精确模型,提出了一种基于径向基函数(RBF)神经网络对SRM进行建模的方法,主要包括离线建模和在线建模两部分。离线建模通过实验测量得到SRM的磁链特性曲线,并利用该数据训练RBF神经网络,实现SRM磁链的离线建模;在线建模是指当SRM的运行状态发生变化时,离线模型的估计磁链与实际磁链会产生误差,通过对神经网络的输出权值进行在线调节,实现具有在线动态调节功能的SRM在线模型。为了验证该方法的可行性,针对一台12/8结构的SRM样机进行仿真和实验,结果表明SRM的离线模型和在线模型在仿真和实验条件下均能正确地估计SRM的磁链特性,而且在线模型的估计精度高于离线模型,验证了本文的研究方法合理有效。     

端壁抽吸位置对大转角扩压叶栅流场及负荷的影响

实验研究了低速条件下在端壁近吸力面处进行附面层吸除对某大转角扩压叶栅性能的影响.对叶栅出口截面参数和叶片型面静压进行了测量,并在叶片表面及端壁进行了墨迹流动显示.结果表明,端壁抽吸主要影响了吸力面/端壁角区,重新分配叶片根部负荷.在角区未发生分离的位置开始抽吸可有效推迟叶栅内的角区分离,降低损失,改善叶栅端区流动;而在角区已经发生分离的弦向位置开槽吸气则引起了局部回流,恶化了流场,增加了低能流体的掺混和气动损失.     

暂冲式风洞大开角扩散段性能的实验研究

布置有多层孔板（丝网）的大开角扩散段通过参数的优化设计,可有效缩短暂冲式风洞启动时间,均匀进入稳定段的气流速度,并降低阀后噪声和气流脉动。针对某大型暂冲式风洞大开角扩散段设计关键技术开展专题研究,设计并进行了不同扩散段扩开角角度和中心体分流锥型式的组合实验,从压力损失、出口截面速度分布和降噪特性三个方面进行了对比分析。试验结果表明：试验件45°扩开角＋65°平底锥的压力损失相对最小,而增加导流尾锥的中心分流锥由于底部难以形成稳态的分离涡使得其压力损失明显偏大,其它试验件组合的压力损失值则相接近;各试验件出口截面的速压分布均呈现以中轴线对称分布的双驼峰趋势,且孔板的开孔率偏高时出口剖面速度分布相对更平滑;试验马赫数下的大开角段对气流噪声的消声量约为12～14dB,对频率在2kHz以上的气流噪声具有相对较强的消声能力,同时气流经过设置有多层孔板的大开角扩散段后,气流波动幅值明显降低,气流脉动得到有效地抑制。