高空高速无人飞行器热控制系统设计

针对飞行时间短、速度和高度变化快、表面温度波动大的无人飞行器UAV(Unmanned Aerial Vehicles)热控制系统设计难题,提出了一种可解决实际工程问题的热分析计算方法.即把热天工况、冷天工况和标准天工况作为设计/试验工况;采用参考温度法、高超音速工程预测法或计算流体动力学CFD(Computational Fluid Dynamics)数值模拟法,确定了飞行器表面温度分布,并把其作为后续热分析数学模型的外边界条件;分析结构热容量对瞬态热载荷的影响,建立与之相应的边值问题方程,并采用有限差分法求解;根据高空高速飞行特点及瞬态热载荷值,确定仪器设备舱调温系统方案.     

用于推进剂燃速辨识的最小二乘法最大邻域算法

介绍了非线性参数最小二乘估值最大邻域算的数学原理，计算方法及其在辨识固体火箭发动机侵蚀燃速，基本燃速等的应用。实践表明该方法用于推进剂燃速率辨识是行之有效的。     

寻找发展质量与速度的平衡点——访霍尼韦尔总监

<正>4月15—17日,2014亚洲公务航空会议及展览会(ABACE)在上海举行。航展期间,本刊记者就霍尼韦尔如何助力中国公务航空发展这一问题采访了霍尼韦尔航空航天集团亚太区公务与通用航空原始设备制造商(OEM)及售后销售总监Amit Kaul。当前,全球经济复苏步伐加快,公务机市场需求正在稳步增加。霍尼韦尔发布的最新公务航空展望报告预测,2014年公务机交付总量将继续上升,2013—2022年十年间全球将交付9250架新公     

矢量喷管作动机构故障模式回中设计

针对故障模式下矢量喷管应急回中问题,提出一种关于矢量喷管作动简回中孔结构的设计方案。基于流体动力学平衡方程,建立应急回中装置的非线性数学模型。就设计过程中设计参数多于方程个数的求解,采用进油孔直径、活塞速度分段求解非线性方程组和作动筒左、右两腔仿真调试的组合方法,获得限定速度段内满足作动筒回中性能要求的回中孔结构参数。AMESim仿真结果表明,矢量喷管作动简回中结构参数,能满足喷管作动筒在任何工作状态下一旦出现故障迅速应急回中的要求,进入回中状态后能以足够的回中位置精度保持其安全的非矢量控制状态。     

汽车后视镜非定常流场的大涡模拟

以桑塔纳3000后视镜为例,使用大涡模拟方法,研究汽车后视镜非定常流场。通过分析后视镜表面平均压力因数、中截面平均速度分布发现,平均流场的大涡模拟结果与雷诺平均结果相当一致,两者可以相互验证。比较有无后视镜两种情况,紧邻后视镜的汽车侧窗压力因数标准差值以及后视镜尾部速度脉动标准差值,了解到后视镜不仅自身较大压力脉动,而且影响汽车侧窗和其它区域。后视镜的剪切层以及尾部旋涡脱落导致后视镜尾部速度脉动在个别位置达到来流0.2倍。测点的自功率谱密度以及相关分析有助于从更深角度明确压力、速度脉动的能量分布以及后视镜的非定常流场结构特征,从而更好揭开后视镜导致气动噪声的流动机理。     

一种改进的双重频退速度模糊方法

本文分析了双重复频率退模糊方法的局限性和误差成因,提出了一种统计求解方法进行速度退模糊.此方法同传统方法的差异在于,其首先对Nyquist数进行估计,再进行退模糊处理.理想实验和在中频相参多普勒天气雷达上的实际结果分析均表明,改进的方法具有更好的解速度模糊性能,且具有较高的实效性.     

飞机地面除冰设备能发展现状与未来

飞机地面除冰设备是一种通过喷洒液体溶解、清除飞机表面冰雪覆盖物的地面保障设备。本文在介绍飞机地面除冰设备的构成、分类和使用除冰／防冰液除冰作业工艺的基础上,论述了飞机地面除冰设备在扩展作业空间、改善操作环境、节约使用除冰／防冰液．优化加热系统方面的发展与进步。     

30P-30N多段翼型复杂流场数值模拟技术研究

采用"亚跨超CFD软件平台"(TRIP2.0)数值模拟了30P-30N多段翼型的复杂流场,主要目的是考核湍流模型、转捩位置对多段翼型压力分布和典型站位速度型的影响。本文通过求解任意坐标系下的雷诺平均的N-S方程,采用多块对接结构网格技术,在与相应试验结果对比的基础上,详细研究了SA一方程湍流模型、SST两方程湍流模型、不同的转捩位置对该翼型压力分布和典型站位速度型的影响。本文的研究结果表明,采用全湍流模拟方式可以较好地模拟该多段翼型的压力分布,但对速度型的模拟精度较差;模拟试验的转捩位置可以改善主翼附面层与前缘缝翼边界层尾迹区的模拟精度;采用微吸气技术推迟前缘缝翼的转捩位置,可以进一步提高缝翼尾迹区的数值模拟精度。