底排尾迹流场实验研究

由风洞实验给出不同条件下底排冷空气和燃烧尾迹流场皮托、静压 ,M数及温度分布 ,并根据流场结构对底排减阻机理进行了分析     

小长细比制导火箭提高操纵性气动布局研究

为了在保证小长细比火箭具有静稳定性的同时进一步提高操纵性,平衡静稳定度与操纵性的矛盾,在原有弹箭模型基础上加装反安定面后对2种模型进行数值仿真,分析了反安定面对全弹流场以及气动特性的影响。各部件气动分析结果表明:全弹法向力系数提高了2%～3%,静稳定度下降,压心向质心靠近; 全弹法向力使得法向过载提高,全弹机动性得到提高。加装反安定面之后使弹头部法向力提高,在一定攻角范围内上尾舵受洗流干扰严重,使上尾舵法向力效率有所降低,尾部升力减小,降低了静稳定度,两部分同时作用使全弹操纵性显著提高。     

头部喷流对弹丸气动性能的影响

采用风洞实验方法 ,研究头部火箭喷流对弹丸气动性能的影响 .实验马赫数为2 ,攻角α =0°～ 6° ,喷咀倾角θ=30° ,喷流压力比 poj/ p∞ =0 ～ 10 2 6 ,喷流介质为冷空气 ,实验结果表明 ,随着 poj/ p∞ 增加 ,弹丸前体阻力系数CF 下降 ,升力系数CY 上升 ,压心 XCP 明显后移 ,头部喷流对弹丸静态气动特性产生有利影响     

基于PXI总线的风洞测控系统设计与应用

HG-4风洞是我校一座亚跨超声速风洞,自20世纪70年代建成后经几次大的改造,测试精度和控制精度及自动化程度不断提高.在这次测控系统改造设计中,HG-4风洞采用了目前应用较广的PXI总线平台.介绍了PXI总线在HG-4号风洞测控系统中的应用,以及PXI测控系统的组成、运行情况及关键技术分析.采用模糊PID控制器和抗干扰措施达到较好的风洞运行控制效果,提高了控制精度,缩短了调整时间,提高了风洞运行效率.     

无翼式布局制导火箭弹俯仰操纵气动特性

为了研究某无翼式布局制导火箭弹进行俯仰操纵时非线性气动特性对弹箭操纵性的影响,通过模型风洞试验和数值计算相结合的方法,分析了不同马赫数、舵偏角和攻角等因素对该火箭弹气动特性的影响。对模型进行超声速风洞试验,试验结果表明,俯仰操纵负舵偏角时俯仰力矩系数导数随攻角先增大后减小,正舵偏角时俯仰力矩系数导数随攻角先减小后增大。采用ANSYS FLUENT对不同工况下该弹气动特性进行数值计算,计算结果表明,得到的俯仰力矩与风洞实验结果吻合较好,最大误差仅为4.6%。各部件气动特性分析结果表明:弹身的压心在负舵偏角时前移,正舵偏角时后移; 上尾舵受弹身干扰影响法向力效率降低; 负舵偏角时下尾舵的法向力系数导数随攻角减小,正舵偏角时下尾舵的法向力系数导数随攻角增大; 各部件共同作用下弹箭气动特性呈非线性。     

旋转控制固定鸭舵二维弹道修正弹气动特性

为研究旋转控制固定鸭舵二维弹道修正弹的气动特性,采用风洞实验方法,对该弹气动特性随马赫数、攻角以及舵偏角的变化规律进行了研究。结果显示：在实验研究马赫数、攻角和舵偏角范围内,舵偏角增大对模型有一定增阻作用;模型升力系数随舵偏角增大而增大、随攻角呈线性变化关系;在相同马赫数和攻角下,俯仰力矩系数和滚转力矩系数随舵偏角的增大而增大。该研究结果为旋转控制固定鸭舵二维弹道修正弹的弹道设计和研究提供了参考依据。     

格栅翼的气动特性研究评述

格栅翼是一种新型舵翼,研究表明,格栅翼作为飞行器的稳定面和控制面,在升力特性、铰链力矩特性和外形尺寸方面都优于传统平板翼,因而受到国内外研究者的普遍关注．本文着重介绍了国内外进行格栅翼气动特性研究的研究方法、研究内容、主要研究结果和应用情况．     

高压直流接地极对管道干扰规律及缓解措施研究

油气管道和电力设施建设迅速发展，由于空间地理位置限制，管线与电力设施不可避免地并行铺设，高压直流接地极干扰对埋地管道产生的腐蚀问题日益突出。通过对国内外高压直流干扰现状的总结，可以让相关人员更好地了解高压直流接地极对埋地管道干扰的产生原因以及现有防护措施的作用和具体应用。在此基础上，总结了目前关于高压直流接地极对管道干扰及防护措施研究状况，为相关研究人员和工程人员提供参考和借鉴。     

环境温度对底排效应的影响

环境温度对底排效率具有显著影响，文中采用热主流风洞实验方法研究了这种影响。实验结果表明：随着来流温度的升高，底排减阻率下降，二者呈非线性关系；M数对底排减阻率的温度效应影响较大，M＝2.2时出现峰值，而排气率对其影响可以忽略。用实验结果计算环境温度对底排弹射程影响与射击实验结果一致，同时对其机理也做了简要分析。     

底排药剂成从对底排弹减阻增程影响的实验研究

介绍了底排药剂成份对底排水弹减阻增程气动力性能影响的实验，实验采用预混合可燃气模拟真实底排药剂，改变其化学反应氧平衡系数和热值，研究了这些参数变化对底排弹减阻增程气动力性能的影响。