脉冲热线风速仪的研制

采用先进的单片机控制和微机处理技术扔脉冲热线风速仪，保判别流速方向，解决了工程上普遍存在的确定流速大小及方向的流场测量问题。作为一种新型的流速测量仪器，具有较高的性和简便性。     

基于连续损伤模型的复合材料波纹梁压溃分析

复合材料的耐撞性受到了广泛重视,而波纹梁因其优异的抗屈曲构型被广泛应用于飞机翼梁和直升机底板等经常发生碰撞的结构中。进行了复合材料波纹梁的屈曲分析,研究了高度对波纹梁破坏模式的影响。建立复合材料波纹梁的连续损伤单波模型,层内基于Hashin判据建立含损伤因子的损伤刚度矩阵,层间根据二次名义应力准则和B-K准则模拟损伤演化,并通过典型复合材料波纹梁压溃试验验证了所建立模型的正确性。基于单波分析模型,通过施加周期性边界条件和反对称边界条件,研究了多波结构的吸能特性。     

航空发动机高原起动性能改善措施

为了解决航空发动机高原起动超温和转速悬挂等问题,以某型航空发动机起动过程为研究对象,根据高原环境对发动机起动过程的影响进行理论分析,提出了优化高原起动措施,并进行了高原试验验证,摸索出各措施对起动过程的影响程度。结果表明:在发动机起动过程中采用飞机卸载的方式可使排气温度降低3%,起动机脱开转速提高3%;起动机功率提高约1%,点火转速及脱开转速提高约2%,起动时间缩短约8%。     

空腔倾向对泄漏影响的流动分析

给出了前倾斜腔，矩形空腔和后倾斜腔三种结构的四空腔迷密封实验结果。通过数值求解非定常Ｎ－Ｓ方程，预测上述三种结构的单空腔迷宫通道的内部流动，计算结果表明：后倾斜腔结构内部是稳态流动，而对于前斜腔和矩形空腔结构，流动表现为总体结构的基本稳定和局部结构的不稳定，局部不稳定的强弱顺序依次是前倾斜腔，矩形腔和后倾斜腔的迷宫结构。通过分析局部结构不稳定对减小泄漏的作用机制，说明不稳定效应的强弱是造成密封效果     

振动尖塔对风洞模拟大气湍流边界层的作用

针对大气边界层风洞模拟中常常出现的湍流度随高度衰减太快的问题，本文尝试了一种新的被动模拟方法——振动尖塔法。该方法主要采用了具有弹性底座的尖塔型旋涡发生器。尖塔群受风洞自由来流驱动，发生随机振动，向下游流场注入了强烈的低频扰动，致使试验区的湍流度、积分尺度和风谱惯性子区的宽度都明显增加，改善了风洞的模拟性能。     

计算流体动力学在航天飞行器射流逆流中的应用

超声速射流逆流通常用于导弹、航天飞机、卫星和飞船等飞行器运动状态的控制。欠膨胀超声速射流逆流的流场包含有多激波（如弓形激波和马赫盘）、接触间断和剪切层，其结构非常复杂。本文采用激波高分辨率有限差分（ＴＶＤ）格式，对恒定自由流条件，各种不同射流出出口压比的超声速轴对称逆射流进行了数值模拟，且对各种条件下的物理现象给予了分析。计算的马赫盘和弓形激波位置与实验值相吻合，为此类流动问题提供了一种有效的预测     

ROSAT宽视场相机的污染与洁净

1990年6月1日由德、美、英三国联合研制的ROSAT卫星发射升空。英国在该项目中主要承担了远紫外线宽视场相机(XUV WFC)的任务。本文将描述在WFC研制生产过程中采取的洁净与污染控制措施,包括一些必要的设计方案,在组装、总装、测试过程中遇到的一些问题及获得的经验。本文讨论大量的污染问题、所采取的测量方法及得到的结论。这些方法和从中获取的经验会对以后研制对污染更敏感的项目起到十分实际的借鉴作用。     

低温燃气弹射内弹道影响因素的数值研究

针对某低温燃气式弹射装置,建立简化二次燃烧物理模型,采用重整化群k-ε湍流模型模拟流场流动、以有限速率/涡耗散燃烧模型模拟气相燃烧、以域动分层法动网格更新技术模拟导弹运动,数值分析得到了发射筒内载荷与内弹道特性.结果表明:在满足内弹道设计要求的条件下,燃气发生器喷管入口总温包络区间为0.538~1.231,且随着总温的增加,二次反应时间和导弹出筒时间减小,导弹出筒速度增加;发射筒内氧气质量分数包络区间为0.07~0.30,且随着氧气质量分数的增加,二次反应发生时间和导弹出筒时间提前,导弹出筒速度增加.研究结果可为低温燃气式弹射内弹道分析和结构设计提供理论基础.      

军用机的惯性导航/攻击系统

1980年末,法拉第公司发出第一批FIN1064数字式惯性导航和攻击系统,给英国宇航公司作为RAF“美洲豹虎”改装计划使用,它代替原有的NAVWASS装备。在这次改装计划中,用一只黑盒子代替原来5只黑盒子,所以体积减小66％,重量改轻50公斤。此FIN1064黑盒子内有一只64千位容量的