竖直矩形通道内超临界正癸烷振荡特性的大涡模拟

基于超临界碳氢燃料的主动再生冷却被认为是超燃冲压发动机最具前景的热管理方法之一.本研究利用大涡模拟数值方法探究矩形通道内超临界碳氢燃料初始流动传热的瞬态变化规律的,证实了超临界振荡效应的存在,即温度和速度分布波动性较强.通过监测10-4 s时间尺度下的速度变化规律,发现振荡有着近似三角函数式的频率和振幅.冷却通道被加热...     

滑动放电等离子体控制细长体头部背风区非对称涡实验研究

飞行器在大迎角飞行状态下,细长体头部背风区流场演变复杂,会出现非对称旋涡,产生随机侧向力,对飞行器的机动性和敏捷性影响很大。针对细长体大迎角非对称涡控制问题,采用顺流向布局的滑动放电等离子体激励器,结合测压和粒子图像测速（PIV）等手段,对细长体模型开展了风洞实验研究。研究结果表明:激励电压10 kV是流动控制开始生效的阈值电压;当来流速度10 m/s（雷诺数0.8×105）、迎角45°时（激励电压16 kV,归一化脉冲频率1.96）,获得最佳流动控制效果,侧向力系数最高可降低83.48%;随着来流速度继续增大,流动控制效果逐渐减弱,预测在来流速度26 m/s时将完全失效。     

总经理致辞

亲爱的旅客朋友:您好!我谨代表中国国际航空股份有限公司全体员工,欢迎您乘坐国航的航班,并向您致以诚挚的问候!作为中国唯一载国旗飞行的航空公司,国航为旅客的安全出行、方便出行、幸福出行孜孜以求,您信赖国航,选择国航出行,对我们是很大的鼓舞和鞭策。您和广大旅客见证了国航的发展壮大。在世界民航大重组、大融汇的激烈市场竞争中,国航已连续六年荣列     

大曲率复合材料结构的缺陷特征与超声检测

采用超声回波法对大曲率碳纤维增强树脂基复合材料零件进行超声A 扫描,并对缺陷进行定位。结合缺陷区域和非缺陷区域的细观形貌金相图、宏观表面状态以及厚度测量结果的对比分析,讨论了缺陷形态与其回波波形特征的对应关系,以及缺陷可能的形成原因。结果表明,缺陷在细观尺度上呈现多处分层、气孔和孔隙密集缺陷,在宏观尺度上表现为零件表面贫胶与厚度增厚。缺陷的性质与超声A扫描的检测结果相吻合,缺陷的位置集中在零件大曲率部位,其形成原因与复合材料制造工艺密切相关。     

发动机引流对飞机气动力的影响试验研究

飞机气动力特性是飞机特性的基本表征。发动机的引流对气动力的影响直接关系到气动力建模的准确性、飞行品质和飞行安全。将真实涡喷发动机安装在某缩比验证飞机内,较逼真地研究了发动机推力大小、空气流动速度大小和方向等对气动力的影响。结果表明,发动机引流对验证机气动力的影响主要体现在轴向力、法向力和俯仰力矩上,发动机推力越大,引流效果越明显,且在超过失速迎角后的某迎角处法向力和俯仰力矩的增量达到最大值;而在不同侧滑角、一定风速范围内以及舵面偏转等情况下,发动机引流引起的气动力增量主要表现在失速迎角附近。因此在进行大迎角机动研究时,必须考虑发动机引流对气动力的影响。     

喷管分离流流动-热-结构顺序耦合数值模拟及试验研究

针对大膨胀比喷管气流分离状态下喷管所受的复杂载荷,采用数值方法分析喷管结构.利用有限体积二阶迎风插值格式及SST涡耗散湍流模型,结合二层增强型壁面函数,求解N-S方程、热传导方程.采用流固耦合的流动与换热模型,流场与结构温度场互为边界条件交互数据,实现了流场解算与温度场解算的耦合数值分析.应用有限元方法对给定的温度场及压力载荷作用下的结构进行了瞬态静力分析,实现了流动-热-结构的顺序耦合.采用此计算模型对轴对称拉瓦尔喷管进行了数值模拟,发现在大膨胀比下喷管发生气流分离,经分离处的斜激波后气流温度梯度及压力梯度变化较大,导致该区域应力较大.为验证模型的准确性,开展了试验研究,测得的气流分离位置和计算得到的分离位置很好的符合,说明了计算方法的有效性.     

我国陆地卫星数据分发应用突破200万景

自1999年10月中巴地球资源卫星01星发射成功以来．我国已经成功发射了5颗陆地观测卫星。截至目前．中国资源卫星应用中心已向广大用户分发数据突破200万景。     

航行电报自动化处理系统设计存在的问题和解决策略

引言航行电报自动化处理系统是空中交通管制部门使用的信息传递和信息自动化的重要管理系统。该系统为区调、塔台、进近的相关人员提供编制航空器飞行计划,掌握飞行动态,进行相关业务数据处理等功能。通过使用航行电报处理系统,可以有效地缓解空管人员压     

跨超、高超声速风洞模型动导数试验技术研究

介绍了气动中心高速所为航空航天飞行器所开展的动导数试验技术研究,主要包括高速大攻角动导数试验技术、再入体模型配平状态动导数试验技术及基于气体轴承的高超声速风洞模型滚转阻尼导数试验技术。阐述了这些试验技术的试验设备及测试系统,给出了典型的试验结果,并进行了分析与讨论。     

大扩张角子午流道型线对损失的影响

采用数值计算方法对具有大扩张中间机匣的某型涡轮低压级子午流道型线进行了改型设计，提出了7种型线设计方案，并应用N－S方程全三维粘性求解程序对7种方案进行了验算，结果表明：子牛扩张型流道外壁型线的改变，对低压导向器出口能量损失的影响是显著的，设计气动性能优良的子午扩张型线能明显削弱由于大扩张角引起的气流分离，降低涡轮低压级的损失。