尾喷管构型对高超声速飞行器性能影响研究

采用二维耦合隐式欧拉方程对高超声速飞行器内定常无粘流场进行了数值仿真,离散采用二阶迎风格式,分析了尾喷管倾角为8°、11°、13°和15°时,对高超声速飞行器分别处于进气道关闭、发动机通流以及发动机点火三种不同的工作状态下性能的影响。结果表明当尾喷管倾角为11°时,飞行器的升力特性、阻力特性和俯仰力矩性能得到了较好的权衡。性能得到了较大的提高,为下一步的改进工作提供了参考。     

基于吻切分析法的乘波构型前体设计与性能模拟

发展了一种基于分析法的高超声速乘波构型飞行器前体设计方法。运用该方法。设计了Ma=6．0具有三道封闭激波适用于匹配矩形高超进气道的乘波前体构型。对前体构型设计、非设计状态进行了全三维流场计算。计算结果显示：在设计状态下,前体构型具有优良的封闭激波性能,验证了设计方法的有效性;该前体在Ma=5．0～7．0、攻角-2°～＋8°的范围内均具有良好的封闭激波性能。所设计的乘波前体在考虑进气道捕获能力的前提下,在-5°攻角下进气道总压恢复达到最大值。并且在-5°～＋10°攻角范围内均有较高的总压恢复。     

不规则陀螺转子惯性矩的测定方法

本文阐述了对称三线摆与不对称双线摆的结构原理,及其微角与大角摆动周期的近似解法,同时说明了这两种摆的特点.利用这两种摆测量不规则转子或构什绕其轴向和径向的惯性矩,既方便又准确.若采用长摆线,当摆角 <40°时,测量准确度优于1%.     

利用侧向喷气提高基本形状下的空天往返飞机的亚声速气动特性的研究

为了研究提高基本形状下的空天往返飞机的亚声速空气动力性能,进行侧向喷气实验。翼型是NAXCA0010修正后的75°/45°双三角翼。通过喷射两条平行于机翼后缘的气流实现侧向喷气。实验是在JAXA(日本航空宇宙中心)的超声速自由射流风洞中进行,自由流马赫数M∞=0.3,雷诺数Re=2.14×106,攻角α=-15°～40°,喷射动量系数Cμ=0.0166、0.0295和0.0398。实验结果表明,在宽的攻角范围内进行侧向喷气,升力系数CL和升阻比L/D增加,这说明侧向喷气对具有基本翼型形状的空天往返飞机,可以提高亚声速区域的气动性能。     

机翼伴侣种种

机翼是飞机产生升力的主要部件，我们在机翼附近经常能够看见一些从属于机翼的“小东西”，如鸭翼、边条、翼刀、翼梢小翼等等；机翼后缘的襟翼增大了翼型的弯度，使飞机在起降的时候能得到更大的升力，可是较新型的飞机却又同时带着所谓前缘机动襟翼满天飞。既然这些新兴事物很有用，为什么直到近年才大行其道呢？     

“臭鼬之父”——记美国飞机设计大师凯利·约翰逊

提起凯利·约翰逊．知道的人恐怕不多,而说到美国的U-2“黑寡妇”高空侦察机、SR-71“黑鸟”高空高速侦察机及著名的飞机设计团队“臭鼬工厂”,则可以说是家喻户晓。而凯利·约翰逊正是U-2、SR-71等明星飞机的总设计师和“臭鼬工厂”的创始人.     

基于N-S方程的十字翼大攻角导弹绕流数值模拟

基于雷诺应力模式的W＆J CC EARSM＋Hellsten k-ω湍流模型。采用N—S方程数值计算方法,模拟了十字翼导弹大攻角状态下绕流流场。通过计算结果和实验数据的比较,研究了在攻角40°以上时,弹翼和弹体之间的相互干扰,分析了不同攻角下弹体背风面分离涡的特点及背风涡对导弹气动力系数的影响。     

高超声速轴对称机身-机翼布局翼身干扰分析

为研究高超声速轴对称机身-机翼布局的翼身干扰特性，选择窄条翼和中单翼两种典型组合体布局作为研究对象，从流场和气动力两个方面对其进行系统研究。结果表明：相比于无机翼干扰的轴对称机身，位于机翼斜激波区的机身腹部压力更高，且机翼阻断了高压气流的“上洗”运动，减小了机身背风面压强，机身获得了更多升力；相对于无机身干扰的机翼，中单翼由于与头锥激波发生干扰获得更多升力，而窄条翼处于膨胀区内，其升力小于无翼身干扰时窄条翼升力；机身-机翼布局的升力大于单独机翼与单独机身的升力总和。     

带掺铒光纤放大器(EDFA)的干涉型光纤陀螺仪(IFOG)结构及特点

陀螺仪,它们敏感绝对角速率的变化,分为干涉型光纤陀螺仪（IFOG）,环型激光陀螺仪（RLG）和微机电系统（MEMS）陀螺仪,与加速度计一起,是导航系统的关键元件。由于在性能和成本方面都绝对优于其它类型的陀螺仪．因而光纤陀螺已经广泛地应用于测量．尤其是国防／航空工业。本文介绍了由土耳其国家计量学院光学实验室制造的IFOG样机的光学元件,电子元件的设计细节,作为绝对角速率敏感器,它的敏感机理是Sagnac相位变化原理。该IFOG样机,采用了开环结构,分别使用单模通信光纤和1549．0nmDFB激光器泵浦的DEFA作为敏感线圈和宽带光源。应用相位跟踪电位路提取载有Sagnac相移的电压数据。相位跟踪电路包括一个有源RC带通滤波器,可调增益放大器,及作为锁定装置的AD630平衡调制器芯片。该IFOG样机可以获得8（°／h）峰-峰噪声,1．57（°。／h）零偏稳定性,而且,推导出标度因数为13．83（°／h）／mv,其重复性为0．73％。     

激光陀螺噪声电流研究

文中以氮氖气体激光器的噪声特性理论为指导,以试验研究为基础。建立了在线噪声电流测试方法,通过试验验证了温度、腔体毛细孔径、谐振腔充气气压等参数与放电噪声的关系,首次提出了放电噪声产生的机理,分析了电流噪声的检测方法及影响因素。给出了减小和抑制放电噪声的有效方法,使得激光陀螺的性能由0．01°／h提高到0．001°／h。     

雷锡恩公司进行潜射无人机试验

雷锡恩公司将验证一种从水下发射的无人机系统,使计划的水下潜艇发射试验向前迈进了一步。 大约两年前,雷锡恩公司的工程师们提出在潜艇上操作无人机的设想,将装备了传感器和通讯数据链的小型无人机装入废弃的可处理的发射管内,发射管可由潜艇弹射发射,该发射管浮在水面并在发射无人机时保持30°角。     

研制开发中的折叠充气翼飞机

机翼是每架飞机不可缺的用来产生升力的主要部件。通常分为左右两个翼面 ,对称地布置在机身两边。机翼的一些部位 (主要是前缘和后缘 )可以活动。驾驶员操纵这些部分可以改变机翼的形状 ,控制机翼升力或阻力的分布 ,以达到增加升力或改变飞机姿态的目的。然而 ,机翼在飞行中的许多特殊功能往往在地面静止状态下就成为无用武之处。例如 ,因为它的存在 ,就需要大面积的停机坪、很大空间的机库 ,在跑道上滑行转弯时半径亦很大等。为此 ,飞机设计师长期以来一直在多方设法改变这种情况 ,使之既拥有升力功能 ,又具有尽可能小的停放空间。据悉 ,美…     

斜激波/平板层流边界层相互干扰的数值研究

由楔／平板结构产生斜激波,人射到零攻角绝热平板上,促使可压缩层流边界层产生分离。在6°楔角的不同来流马赫数μ1下,比较了激波与边界层相互作用强度和边界层厚度等参数。得到人射激波强度是分离强弱及再附现象能否出现的主要原因,发现反射激波的状态是影响分离区范围的重要因素。     

2，2’，5，5’-四氯-1，1’-偶氮-1，3，4-三唑的合成与晶体结构

4-氨基-1,2,4-三唑与二氯异氰脲酸钠反应合成了2,2’,5,5＇-四氯-1,1’-偶氮-1,3,4-三唑,利用X射线衍射分析方法测定了它的晶体结构。该化合物的晶体结构属三斜晶系,空间群P-1,α=6．2824（13）A,b=7．7173（15）A,c=10．443（2）A,α=89．16（3）°,β=88．20（3）°,γ=89．10（3）°,V=505．94（18）A^3,Z=2,M,=301．92,Dc=1．982mg·m^-3,F（000）=296和μ（MoKα）=1．152mm^-1,最终偏离因子R=0．0498,wR=0．1139,结构分析表明在三唑环和四氮烯键中有强的π电子共轭作用。     

SA-N-7“牛虻”舰空导弹

现代级的基本数据，乘员344人，排准排水量6500吨，满载排水量7940吨，最大排水量8480吨，舷长×舷宽×吃水156．5×17．2×5．99米水线长度145米。     

莫洛佐夫机械设计局与现代战车的改进

现为乌克兰所有的莫洛佐夫机械设计局（原称为哈尔科夫设计局,20世纪80年代初为表彰苏联著名坦克设计师亚历山大·亚历山德罗维奇·莫洛佐夫,将其命名为莫洛佐夫设计局。现属乌克兰,改名为马雷舍夫设计局）,这个设计局的创始人和组织者是米哈伊尔·伊里奇·科什金。     

钝头前机体用的嵌入式大气数据传感系统的校准程序和结果

美国国家航空和航天局德莱登（Dryden）飞行研究中心通过钝头前机体压力数据来研究的嵌入式大气数据传感（FADS）系统的压力模型与算法的性能。该压力模型建立了表面压力测量结果与大气数据状态之间的关系,将流过球形的匀速流的位流模型与修正的牛顿流模型相结合,可适用于宽范围的钝头前机体形状和高马赫数飞行状态。给出了球形、球锥、兰金（Rankine）半体,以及F-14、F／A-18、X-33、X-34和X-38等飞行器结构下的校准结果。三个校准参数可适应飞行马赫数在0．25～5．0范围内,适应攻角在30°以上,侧滑角在15°以上。在跨声速段时,与传统的总静压系统的尖头形状校准变化的情况相反,FADS系统校准是马赫数、有效攻角和侧滑角的平滑单调函数。由于FADS系统校准对压力测压孔的位置十分敏感．所以需要精确测量测压孔在飞行器上的有效位置,并且风洞校准模型的压力测压孔应设置在类似的位置上。叙述了FADS系统的校准过程。     

动力调谐陀螺仪数字伺服与数字输出技术

分析了动力调谐陀螺仪数字控制和数字输出的可行性和优点,针对导航系统确定出采样频率4000Hz,采用PCI04和数据采集卡,实现了动力调谐陀螺仪的数字伺服控制和数字输出。该技术可以同时取代传统挠性捷联惯性测量单元中的陀螺伺服电路和陀螺模数转换电路．使IMU体积幅度缩减。原理性验证试验表明,利用该技术数字输出精度达到2-4°／11,全测量范围线性度达到0．01,调节时间8ms,测量范围达到60°／s。     

变形的翅膀——变体飞机的发展

正飞机的机翼作为提供升力的基础,必须在气动设计过程中全面考虑。理论上,机翼面积大可增加升力和载荷,面积小则可以减少阻力;后掠角大可增加临界马赫数并减阻,小则增加升力系数;展弦比大可以增加升阻比,小则可以提高飞行速度。从这几个主要方面的对比可以看出,高升力与高速度存在多方面的矛盾。如何解决这些矛盾,始终是困扰着飞机设计师的难题。各国航空技术人员在航空气动发展历史上,也投入了很     

“蜜獾”新改进——南非新型Iklwa 6×6轮式步兵战车

在武器研制方面,南非不但有着较多的世界知名武器系统,而且时有新品问世。G6式155毫米自行火炮是一个经典,而最近推出Iklwa新型6×6轮式步兵战车则又是一个引人注目的新面孔。Iklwa新型6×6轮式步兵战车名字牛的Iklwa,意思是祖鲁族的一种短刺矛。作为高防护力装甲战车,该车能够搭载12名步兵执行多种任务,可成为南非新一代8×8步兵战车研制之前的过渡车型。