飞机大迎角气动数据的组成与应用

包含非定常气动力在内的由各种方式获得飞机大迎角气动数据,必需经过合理的组合才能形成完整可信的飞机大迎角数据。通过对过失速区飞机运动特点的分析,提出了组成总气 新方法。     

大攻角下前机身-进气道组合体的流场计算

 本文发展了一种飞机前机身-进气道组合体非粘性流场的多区域数值模拟方法。通过求解三维欧拉方程来模拟不同飞机速度(亚、跨、超音速),攻角(<15°)和发动机流量条件下的进气道性能,并给出了一种新的进气道出口边界条件处理办法。     

GEnx发动机在材料应用上的创新

为了满足波音787飞机的目标要求,通用电气公司深入挖掘其技术储备来生产GEnx发动机.虽然发动机的结构及其大尺寸复合材料结构的细节早在2004年就已披露,但只是到目前通用电气公司才开始公开其材料方面的创新.     

夯扩桩施工技术及经济效益分析

本文阐述了夯扩桩施工技术要点及确保工程质量的措施。提出夯扩头最大直径计算方法，并对沉管桩和夯扩桩的经济效益进行分析比较。实践证明，夯扩桩为一种造价低、承载力高、经济效益好的新桩型。     

太阳同步卫星和地球同步卫星运动中的几个问题

本文讨论太阳同步卫星和地球同步卫星运动中的几个问题，即（1）如何选择轨道参数，使卫星轨道面的变化保持与太阳运动同步以及对地面扫描的覆盖问题；（2）在“同一”定点经度部署两颗地球同步卫星的系统中卫星轨道变化与单星情况的差别以及两星相对距离的变化规律。     

复杂大跨屋面脉动风压风洞试验研究

介绍了复杂大跨屋面的脉动风压风洞试验研究方法和广州国际会议展览中心屋面脉动风压风洞试验的结果，并对结果进行了分析。分析表明：风压系数平均值分布规律性明显，能体现屋面流场分布情况；均方根值则在一定程度上反映出气流分离和旋涡脱落情况。复杂大跨屋面上表面主要分布为负压，迎风边缘及突出部位较大，低凹处及尾流区域较小；下表面风压分布具有钝体外形的特点，内压的大小与开门状态有关。     

临界雷诺数下旋成体头部/后体和非对称涡流动响应间的确定性

 在尖拱形细长旋成体的大迎角（α=40°）流动中通过低速风洞测压实验研究了在临界雷诺数下模型头部扰动、后体粗糙度与非对称涡流动响应的确定性问题。实验雷诺数范围在1.0×10⁵～9.0×10⁵。实验结果分析表明，临界雷诺数下模型头部在不设置人工扰动情况下与非对称涡流动响应具有不确定性；而借鉴亚临界头部扰动与流动响应确定性问题的研究方法在模型头部设置人工扰动，结果显示响应存在确定性。关于后体粗糙度对响应的影响，实验结果表明临界雷诺数下该响应存在确定性。     

直方管内充分发展湍流的大涡模拟 第一部分

本文用大涡模拟的方法对直方管内Ｒｅ＝４．９×１０￣４的充分发展湍流运动进行数值模拟，所得结果清楚地显示了二次流的存在。统计平均量的数值结果也与实验结果吻合甚好，这表明大涡模拟是高雷诺数复杂湍流运动数值模拟的一个有效手段。     

超音速反舰导弹航向180°大空域机动研究

介绍了超音速反舰导弹实现180°大空域机动的过载控制系统设计,对比分析了在几种情况下实现导弹大空域机动的优缺点.研究表明,在一定的条件下,超音速反舰导弹是能够实现航向180°大空域机动的.     

基于RBF神经网络的大迎角机动空空导弹控制系统设计

以某型空空导弹为对象．基于双时标的假设．将导弹动力学模态分离为快变状态动力学模态和慢变状态动力学模态，并对其分别进行了动态逆设计。考虑到空空导弹在高速、大迎角飞行时．空气动力系数具有强非线性．直接采用了真实的多维非线性气动力模型(未进行小迎角线性化处理)．用RBF神经网络逼近了气动力矩系数，在非仿射条件下用反解设计方法求得舵偏角控制命令。最后．给出了控制系统六自由度数学仿真结果。