激波风洞侧向喷流干扰效应试验研究

为研究高速飞行器在高超声速来流条件下侧向喷流干扰效应,在CARDC-φ2m激波风洞上采用"先内流,后外流"的总体技术方案,完成了双锥模型在M6～M10,模拟高度20km～40km,有侧向喷流条件下的测压、测力试验研究,并采用高速流场显示方法进行了流场纹影照相.喷流模拟装置为路德维希管,冷喷流采用氮气,热喷流采用氢氧燃烧的高温气体,喷流有效时间不少于50ms.试验气流为激波风洞产生的高超声速氮气流,有效试验时间为4ms～20ms.试验研究获得了模型攻角在-10°～10°之间,不同的马赫数、高度和侧向喷流状态下的相关试验结果.本文给出了试验数据曲线和流场纹影照片,并对结果进行了初步分析和讨论.     

基于非线性试验气动力的飞机静气动弹性响应分析

分别使用线性和非线性静气动弹性分析方法,对某飞机纵向静气动弹性响应特性随飞行动压、攻角、平尾偏度和纵向过载变化的趋势进行了分析,并将分析结果和飞行试验进行了比较。线性方法的气动力计算使用亚音速偶极子格网法。非线性方法由风洞试验提供刚体气动力,并使用线性气动力影响系数矩阵对其进行弹性化处理。通过对两种方法的计算结果进行对比分析可以看出:①使用刚体试验气动力的非线性分析方法能够获得和飞行试验比较一致的结果;②在线性方法所提供的结果中,翼面的弯曲变形及剪力、弯矩和扭矩等部分参数能为初步设计提供大致参考,但气动力系数的弹性增量、翼面的扭转变形、翼面的剪力、弯矩和扭矩的弹性部分可能不能为型号设计提供正确的指导;③不论刚体气动力为线性还是非线性,气动力系数随动压变化的趋势均呈线性。     

激光陀螺超光滑反射镜基片的光学加工和检测技术

讨论了激光陀螺超光滑光学反射镜基片的加工和检测技术,并给出了超光滑光学基片的非接触光学测量仪和原子力显微镜的测试图。还论述了原子力显微镜测试的准确性以及超光滑光学表面的分形特征。     

旋转弯管内粘性流动特性的研究

基于工业上的应用,本文利用摄动方法求解了小曲率旋转变管内的粘性流动,系统地分析了主流速度、二次流动、流量和摩擦力在科氏力（Ｃｏｒｉｏｌｉｓ ｆｏｒｃｅ）和离心力共同作用下特性的变化情况;表明由于旋转的效应,旋转弯管内的流动状况较弯管内的流动状况复杂;同时还发现当科和和离心力之比Ｆ≈－１．２２时,二次流强度最弱,此时该流动近似为非旋转直管内的流动（Ｐｏｉｓｅｕｉｌｌｅ流）。     

多重网格法求解离心压气机内部流场

本文提出了一种新的多重网格法,并将之与显式时间推进法、有限体积差分格式、粘性体积力法配合使用求解离心压气机内部流场。数值计算表明,作者多重网格法的计算结果与试验结果吻合比较好,同时该多重网格法的收敛速度比不用多重网格法加快了将近两倍。     

细长锥小迎角气动特性的Re效应

本文介绍了 10°尖锥的气动特性在M =5、α在 0°附近的Re效应的研究成果。气动特性包括法向力系导数、俯仰力矩系导数、压力中心系数、前体轴向力系数、底部压力系数、俯仰阻尼导数、俯仰气动刚度导数、边界层转捩位置系数、转捩雷诺数、转捩诱导法向力中心系数、动 /静稳定性相关因子、气动滞后时间等 12个参数。研究成果表明 ,上述气动特性除前体轴向力系数外 ,Re效应是明显的 ,主要是边界层的不对称转捩影响 ,并有确定的规律性     

气动力配平及配平损失计算方法研究

本文介绍了飞机气动力配平计算、重心转移俯仰力矩计算与气动配平损失计算的工程算法,并在此基础上进行改进:在计算配平气动力之前对原始风洞实验数据加以处理,得到多个定迎角变平尾偏角的数据文件。以某运输机为算例,分别使用直接风洞实验数据和处理后的风洞数据进行配平气动力和气动配平损失计算,对比两者的计算结果可以看出,本文改进的方法计算结果准确,具有一定的可行性。同时,使用MATLAB软件作为计算工具,提高了计算效率。     

近耦合鸭式布局鸭翼展向零质量射流控制技术实验研究

结合鸭式布局和机翼展向吹气的优点,采用鸭翼展向零质量射流间接涡控技术提高战斗机大迎角和过失速机动性能。其主要利用鸭翼涡与主翼涡之间的有利干扰,零质量射流直接增强鸭翼涡,同时间接增强主翼涡。本文利用低速风洞测力测压实验,研究展向零质量射流对近耦合鸭式布局增升影响规律。在不同雷诺数下,通过改变零质量射流的频率来揭示零质量射流与鸭式布局气动力之间的关系。本研究为新一代战斗机研制提供一定的技术储备。     

用直接测力方法进行软质翼型的气动特性研究

在西北工业大学NF-3低速风洞运用翼型气动力直接测量的方法对软质翼型进行风洞试验研究,对比了软、硬质翼型模型的试验结果。结果表明：软质翼型模型与硬质翼型模型在相同风速下具有不同的气动力特性。在一定风速下,软质翼型模型的表面会发生变化,从而影响了气动力。由于该影响非常复杂,因此在研究软质翼型模型的气动特性时进行风洞试验是必要的。     

民用飞机应急撤离滑梯设计技术分析

民用飞机应急撤离滑梯是在飞机出现意外情况而需紧急着陆的情况下,确保乘员安全快速撤离飞机的重要系统.滑梯系统直接关系到人员的生命安全,是民用飞机不可缺少的关键系统.国内研制的飞机只有某支线飞机装有滑梯系统,对于大型客机,由于飞机比较高,登机门、翼上应急门离地面高度较高,而且乘客人数也较多,其应急撤离滑梯系统的设计是个新课...