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。     

带背鳍平板三角翼分离涡流场的显示与测量

对后掠角82.5°的平板三角翼和在其对称面分别加低、高背鳍后的组合体在低速风洞进行了烟粒子/激光片光流场显示与测量实验,实验迎角29°,侧滑角为0°.结果表明:对于单独平板三角翼和加高背鳍组合体,其流场是对称、锥型和稳定的;而加上低高度背鳍后,涡变得非对称、非锥型和不稳定.实验结果直接验证了前人关于细长锥体分离涡的稳定性理论,并给出了旋涡失稳后流场的具体表现特性.     

大迎角纵向短周期飞行品质计算

根据六种短周期飞行品质判据（ＣＡＰ或ω＾２,ｐ／（ｎ／ａ）,ζｓｐ,τθ,ω,ｐＴｏ２,ζｓｐ,τθ瞬时峰值比,上升时间,有效延迟,带宽和时间延迟,闭环Ｎｅａｌ－Ｓｍｉｔｈ准则;Ｇｉｂｓｏｎ时域响应准则）计算了某典型第三代战斗机在失速迎角前的纵向短周期飞行品质,并与国外有关地面模拟试验结果进行了比较,结果表明,失速迎角前的大迎角短周期飞行品质,仍然可以通过综合上述六种小迎角判所的计算结果进行评价,     

动态三角翼的气动特性及参数影响分析

 给出了0°～90°范围内振荡三角翼的测力实验结果,并给出了不同前缘后掠角、振荡频率和转轴位置对三角翼法向力系数的影响,进而讨论了有关参数影响产生的机理。     

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。