基于侧向膨胀影响爆震波的自持机理

为了研究受侧向膨胀影响时爆震波的传播特性及自持机理,在实验段对比分析了当量比(0.70~2.25)和波前预混气高度(1,2,3cm)对爆震波自持传播能力的影响.实验表明:波前预混气高度越高、预混气活性越强,则爆震波抵御侧向膨胀影响的能力越强,速度亏损越小,自持传播能力越强.运用Fay流体扩张理论,Dabora和Murray速度亏损理论,并结合Zeldovich-von Neumann-D?ring(ZND)模型对受侧向膨胀影响的爆震波激波角、界面角和速度亏损进行理论预测,证明Dabora的理论预测与实验值吻合很好,且发现若要受侧向膨胀影响的爆震波自持传播,则其速度亏损的极限为7.0%~11.0%.      

跨声速自由滚转试验技术研究

采用中等展弦比、薄翼型、边条、锯齿、折叠翼等设计的先进作战飞机在跨声速易出现机翼突然失速现象,从而引起非指令性横滚运动。为研究该问题,在 FL-3风洞中研制了一套跨声速自由滚转试验装置,设计某验证性模型,选取马赫数范围0.8~0.95的典型飞行状态进行了静态测力和自由滚转验证性试验。试验结果预测了某模型不同构型的机翼突然失速敏感范围,并评估了非指令性横滚运动的严重程度,从而验证了试验机构的可靠性,建立了评估方法,实现了跨声速自由滚转试验技术。     

基于N-S方程的加油机对受油机气动干扰研究

空中加受油时,加油机尾流场会对受油机产生复杂的流动干扰。采用基于Navier-Stokes(N-S)方程的CFD方法分析加油机尾流场,并对加油机、受油机之间的气动干扰进行一体化模拟研究;系统地分析加油机不同迎角及双机不同高度差、不同侧向距离、不同前后位置时,受油机的纵向、横航向气动力特性。结果表明：典型状态下,加油机迎角增大,对受油机的气动干扰增强;高度差越大,对受油机气动干扰越小;侧向距离越大,对受油机气动干扰先增加后减小;前后距离对受油机的影响较小。     

横向剪切干涉检测非球面波前数值模拟

横向剪切干涉检测方法用于非球面加工过程中检测是经济且高效的方法。从数值模拟的角度,分析了基于像差最小原则的非球面度;模拟了非球面波前的横向剪切干涉图,并利用基于Zernike多项式拟合的最小二乘法进行了波前重建数值模拟,给出了数值模拟结果,为该方法的实际应用提供了理论依据。     

侧向喷流的一种负效应

本文在实验基础上，指出了侧向喷流与主流在相互作用中存在的负效应现象。负效应是由于喷流柱的堵塞效应，使得主流的喷流柱下游形成了一个低压区，该低压区贡献了一种与喷流推力相反的作用。负效应的存在严重影响了喷流作用效率，本文就削弱负效应现象对喷口设置提出了一个技术构想。     

侧向甲板运动补偿技术研究

 为提高着舰的安全性, 减小着舰误差, 研究了侧向甲板运动补偿机理, 设计了雷达测量轴跟踪滤波器, 导出了侧向甲板运动补偿指令模型, 建立了甲板运动补偿状态下侧向自动着舰导引系统结构配置, 仿真表明, 开发的甲板运动补偿技术可有效地补偿由海浪引起的着舰误差。     

直升机计及诱速分布和挥扭耦合在侧风下的稳定性和操纵性

 旋翼诱速分布不均匀对无铰旋翼直升机的操稳特性是很得要的。文献[1]研究了计及挥扭耦合在涡流诱速场中的无铰直升机的稳定性分析,比较了诱速不均匀和挥扭耦合对稳定性的影响。本文除了应用文献[2]中的诱速不均匀分布以外,还计及了在侧风情况下的挥扭弹性变形耦合对稳定性和操纵性的影响。本文亦考虑了桨叶气动力中心、弹性轴位置和垂心沿展向的分布。     

喷口布局对导弹侧向喷流控制作用的数值模拟

为保持飞行器在稀薄大气中的机动性,通常采用喷流反控制作用(RCS),但在超声速来流中,这会导致飞行器表面出现复杂的喷流干扰流场,对飞行控制造成了巨大影响。为提高对超声速条件下的侧向喷流控制作用的规律性认识,应用数值模拟方法,研究了超声速条件下的无舵光滑弹体和带尾舵的弹-翼组合体上的声速侧向喷流控制问题。开展了关于喷口布局对侧向喷流控制效果影响规律的研究工作,并通过引入法向干扰力沿程增长系数从定量角度加以分析。计算结果表明:在有尾舵的情况下,喷口位置的后移和马赫数的增加能够显著增强侧向喷流控制效果;当喷口位置位于舵面之前时,喷流干扰力放大系数随迎角增大而增大,随来流静压增大而减小;当喷流位置后移至舵面之后时,规律相反;在某些喷口位置和来流条件下,弹-翼组合体的侧向控制效果与无舵光滑弹体相比并不具备优势。     

加筋壁板长桁凸缘侧向稳定性设计与研究

研究加筋壁板在轴向压缩载荷作用下长桁凸缘的侧向稳定性。结合加筋壁板强度和刚度设计因素,对长桁凸缘的侧向屈曲临界载荷进行分析,并提出长桁支撑件的刚度设计指标计算方法,为工程设计人员提供指导以提高设计效率。