合成射流激励器实验及结果分析

设计了合成射流激励器及实验测试系统。对两大小不同激励器工作于不同驱动频率及激励电源电压幅值分别进行了实验，并对激励器出口速度进行了分析。实验测得的合成射流出口最大峰值速度可达5m／s，驱动频率对激励器出口射流速度影响直接明显，且合成射流激励器有工作频谱范围限制。通过频谱分析显示，只有最大峰值频率与激励频率相等或接近，而且各峰值频率与最大峰值频率成倍频关系时，合成射流激励器将电能转化为合成射流动能的效率才能达到较高。     

某导弹易碎盖的开启过程

针对以往工程应用中认为导弹燃气易碎盖前盖由燃气直接冲破或导弹头部撞击破裂的情况,利用计算流体力学和试验方法对某导弹燃气易碎盖开盖过程进行了深入研究。结果表明,某导弹采用易碎前后盖技术,后易碎盖靠发动机喷管燃气冲开,前易碎盖靠发射时产生的扰动波打开;通过合理配置发射筒前后易碎盖开盖条件,能可靠保证发射筒盖的正常开启。     

小型固体运载器起飞段姿态控制方法研究

针对控制系统,采用侧喷流发动机和栅格舵的新型小型多级固体运载火箭开展了起飞段姿态控制方法研究。给出了在低马赫数条件下侧喷流发动机的力放大因子和栅格舵的控制力矩,建立了运载器姿态控制模型。根据侧喷流和栅格舵的特点,设计了PID控制器与智能开关控制器相结合的新型控制器,运用神经网络算法实现了开关控制器参数的在线选择。仿真结果表明,所设计的控制器满足控制精度、稳定度和鲁棒性的要求,算法简便,具有工程可实现性,以侧喷流发动机和栅格舵为执行机构的控制系统能满足运载火箭起飞段姿态控制要求,为陆基或空射小型固体运载火箭姿态控制方法提供了一种新思路。     

无人机机载导弹落角和时间控制导引律研究

改进了一种能同时控制命中角和命中时间的修正比例导引律,将其用到无人机机载空对地导弹中,将其中的剩余时间估计加入了命中角约束的影响,旨在保证无人机机载导弹垂直命中目标的同时,使命中时间更为准确.通过对此导引律和一种仅考虑垂直命中角约束的修正比例导引律以及和改进前导引律的比较,仿真表明,此导引律使无人机机载导弹能在保证垂直...     

导弹轨控喷流气动干扰全空域插值方法研究

导弹侧向喷流气动干扰受海拔高度影响显著,主要原因在于雷诺数和压力比会随海拔高度的变化而变化。受大气参数的影响,雷诺数和压力比的变化规律并不一致。为能在现有气动模型基础上既保证插值精度又减少节点数,通过数值模拟方法研究了雷诺数和压力比对轨控喷流气动干扰的影响。结果表明:海拔高度对喷流气动干扰的影响主要由压力比变化造成,雷诺数变化产生的影响相对较小,且喷流干扰与压力比间存在一定的线性关系。因此,提出了一种基于压力比的喷流气动干扰插值方法。相比于传统的基于高度的插值方法,该方法可显著提高插值精度,并减少节点数,适用于全空域轨控喷流气动建模。     

SOCIT4 collisional-breakup test data analysis: With shape and materials characterization

In this paper we revisit the 1995 Kaman database of the SOCIT4 fragment characteristics with added analysis of a subset of the cataloged fragments from the test. This database was compiled from the last of a series of four hypervelocity impact tests conducted under a U.S. Department of Defense program in 1991–1992. This test targeted a flight-ready, U.S. Transit navigation satellite, yielding collision fragments in the size regime of sub-millimeter through tens of centimeters. Results in this database were used in the 1998 NASA Standard Breakup Model to represent characteristic length (size) and area-to-mass distributions of fragments smaller than 10 cm.     

美国军用喷气燃料发展综述

以JP和RJ系列燃料为主线,系统地回顾了美国军用喷气燃料发展的历史与成就,着重论述了高密度燃料和吸热碳氢燃料两大军用燃料领域的关键技术,归纳了美国在这两大技术方面的研究历程和最新进展,对喷气燃料的发展前景和可能的研究方向作了展望。     

二维射流的稳定性分析与流动控制

本文在绝对／对流不稳定性的理论框架下，对二维射流的稳定性进行了数值分析。研究表明射流流场各局部剖面是对流不稳定的，不会产生整体失稳，射流频率由流场中最大增长的不稳定频率确定。将一ＮＡＣＡ０１２翼型放置于射流势流核心区中，改变翼型的偏转角度θ，可使射流剪切层频率与翼型尾流频率发生共振，整个流场产生自激振荡，加强了射流与外界流场和混合，并使射流发生矢量偏转。     

Drag reduction research in supersonic flow with opposing jet

A CFD study on drag reduction in supersonic flow with opposing jet has been conducted. Flowfield parameters, reattachment point position and surface pressure distributions are obtained and validated with experiments. From the analysis on the physical mechanism of drag reduction, it shows the phenomenon that, when the opposing jet blows, the high pressure region is located between the bow shock wave and the Mach disk, which makes the nose region much lower pressure. As the pressure ratio increases, the high pressure region is gradually pushed away from the surface. Larger the total pressure ratio is, the lower of the drag coefficient is. To study the effect of the intensity of opposing jet more reasonably, a new parameter R_PA has been introduced by combining the flux and the total pressure ratio. The study shows that the same shock wave position and drag coefficient can be obtained with the same R_PA with different fluxes and the total pressures, which means the new parameter could stand for the intensity of opposing jet and could be used to analyze the influence of opposing jet on flow field and aerodynamic force.