旋成体非对称涡Re数效应的分区性态研究

本文利用长细比为3.0的尖拱形头部,其后为圆柱段,整体长细比为6.0的旋成体模型在北京航空航天大学流体力学研究所D4低速风洞和西北工业大学翼型、叶栅重点实验室NF-3风洞中进行了大攻角非对称涡绕流的ReD数效应及其分区性态的实验研究,其ReD数变化范围是0.6×105～13.3×105.文内首先研究和详细讨论了不同ReD数下非对称涡性态的分区特性;其次,为了研究湍流分离下过临界非对称涡流动的性态及其ReD数效应,本文发展了利用粘贴转捩带或转捩丝的人工转捩实验技术;在此基础上详细研究了过临界ReD数下非对称涡流动的性态包括流动的确定性、头部扰动周向位置变化引起非对称涡的演化规律以及过临界区的Re数影响规律.     

过失速下俯敏捷性及纵向控制效能需求研究

结合飞行安全和作战效能需求,对过失速战斗机的大迎角/过失速迎角下俯敏捷性指标及纵向控制效能需求进行了研究.为了满足飞行品质和过失速敏捷性指标要求,采用非线性动态逆方法设计了某推力矢量飞机快回路和慢回路飞行控制律.在此基础上,根据过失速下俯敏捷性和滚转敏捷性指标要求,对所需的最小俯仰推力矢量偏角进行了计算分析,所得结果对先进战斗机的设计有一定的参考价值.     

论模糊限制语在广告语中的语用功能

模糊限制语的语用功能在不同文体中是不相同的,在商业广告语和个人征婚广告语中的应用体现了模糊限制语的广泛性和丰富性,通过具体分析模糊限制语在这两类广告语中的语用功能,旨在进一步对其语用功能进行探讨.从分析中可以看出,在广告语中模糊限制语的使用使得广告语寓意深刻,琅琅上口,给人们留下深刻的印象.但另一方面,模糊限制语的使用要适当、适量,不能滥用,否则会起到消极的作用.     

净空障碍物控制研究综述

<正>机场净空管理涉及到航空器的运行安全与运行效率。综合相关文献,比较了我国军民航在净空管理方面的差异,分别从障碍物限制面、基本仪表着陆系统面、障碍物评价面、PANS-OPS超障面等角度进行了辨析和阐述,详细介绍了碰撞风险模型的设计原理及其与障碍物评价面之间的关系,针对工程项目中容易被忽略的目视航段面、障碍物保护面、最低扇区高度和终端进场高度、雷达最低引导高度、航空器一发失效性能分析等环节展开了解读。基于我国净空障碍物控制现状提出了系统性的思考与建议。     

民用飞机高升力系统先进技术及发展

分析了现有飞机高升力系统技术的发展现状、存在的技术问题或技术瓶颈，对新一代典型飞机高升力系统采用的先进技术进行了研究。结合绿色航空理念、利用TRIZ(Theory of Inventive Problem Solving)动态性进化创新理论对未来或下一代民用飞机高升力系统先进技术的发展趋势进行了推演和预测，着重从飞机层级、系统层级、关键部件技术和材料等不同维度开展分析研究工作。获得了未来或下一代民用飞机高升力系统先进技术的发展方向和趋势，所得结论可为后续民用飞机高升力系统先进技术应用提供支持和参考。     

舰载飞机起降特点及性能分析

舰载飞机是以航空母舰或其他军舰为基地的固定翼飞机。这类飞机对于海洋环境适应能力较强,一般在6级风、4~5级浪的海况下,仍能在航空母舰上起降。能远在舰炮和战术导弹射程以外进行活动;借助航空母舰的续航能力,可远离本国领土,进入各海洋活动。可用于攻击空     

钝体逆向喷流减阻降温数值仿真研究

本文采用基于结构化网格的Navier-Stokes方程数值模拟方法,开展基于不同来流迎角逆向喷流技术的钝体减阻降温影响研究。结果显示,随着来流迎角变化,无喷流状态的钝体阻力大小基本无变化,而有喷流状态的阻力随迎角增大而单调增大,上母线有喷流状态热流值均小于无喷流状态,而下母线远离喷口位置的壁面温度基本无减少。背风侧与迎风侧的壁面压力及热流分布发生明显变化。     

基于舵机速率限制的PIO探测与抑制技术研究

舵机速率限制是现代数字电传飞机发生PIO事件的最主要诱发因素之一.利用描述函数法分析了舵机速率限制诱发PIO的机理；通过滑动窗口傅立叶变化法提取了PIO的特征值,基于直接逻辑设计了在线PIO探测算法；分析了DS抑制器、陷波抑制器的工作原理.地面模拟器的仿真验证结果表明,所提出的PIO探测算法和主动抑制方法正确、可行,可为PIO飞行试验提供理论基础.     

先进的无线电控制投放模型技术在X—29A大迎角研究中的应用

这篇文章介绍ＮＡＳＡ兰利研究中心如何把无线电控制投放模型技术应用于低速飞行力学研究。     

用X系列研究机的研究成果改善飞机的大迎角操纵品质

战斗机把大操纵面、放宽稳定性和电传飞控计算机等结合在一起从而可在极大的迎角下进行机动。推力矢量技术使可用的迎角包线迅速增大。Ｆ－１５、Ｆ／Ａ－１８、Ｆ－１６、苏－２９、米格－３１这些战斗机的共同设计特征是前机身细长，尖头雷达天线罩远在飞机重心前部，在可达到的迎角范围内，随着迎角的迅速增大与细长的前机身相耦合，使这些战斗机对不对称表层涡流分离空气动力现象较为敏感，从而导致大迎角方向发散运动分离、非指