美国超声速喷气公务机发展近况

近年来俄罗斯、日本和欧洲等在探讨发展新一代超声速客机的过程中,均在考虑先期研制中、小型超声速喷气公务机,并以此作为研制未来大型超声速客机的中间步骤和突破口,美国在制订其未来超声速民机发展规划时也遵循了同样的道路     

横向运动板对长杆弹侵彻的偏转作用

弹体的攻角直接影响其侵彻能力,而横向运动板能使弹体发生偏转改变攻角,间接影响弹体的侵彻能力。在一定条件下,推导长杆弹在单层横向运动板作用下的偏转模型,并利用有限元仿真软件ANSYS／LS-rDYNA对长杆弹侵彻横向运动板的过程进行数值模拟。通过对偏转模型及仿真结果的分析,发现两者较为相符。研究结果显示：长杆弹侵彻横向运动板时,弹体会发生偏转,偏转的角速度先增后减,最后为0rad／s,此时偏转角最大;弹体速度方向也会发生偏转,其最终偏转角与弹体轴线的偏转角接近。     

超声速地空导弹热环境风洞模拟研究

根据国内风洞的情况,比较了超声速地空导弹的飞行条件与风洞模拟能力的差距,分析了热环境风洞实验中应采用的相似准则,以及实验数据的处理方法。     

二维超声速混合层的大涡模拟

对二维超声速混合层流动进行大涡模拟。采用五阶精度的WENO格式求解大尺度涡的控制方程,小尺度涡的作用采用Smagorinsky亚格子模型进行模拟。模拟结果再现了二维超声速混合层拟序结构,计算得到了涡组对、合并等现象。通过对流场不同位置压力振荡历程的频谱分析,对超声速混合层中的谐波变化规律作了初步探讨。计算得到的速度剖面的时均统计结果与实验结果相比,吻合程度较好。     

超声速静风洞设计和流场校侧

论述了静风洞概念并设计和建立了一座小型静风洞SQWT-120。SQWT-120的设计马赫数为4.0,喷管出口直径为120mm,Re=0.46~1.78×107,运行时间为6~60s。测量结果表明,喷管出口马赫数为3.8,在x从160~438mm一段轴向距离内,ΔM/-M≯±1.2%。在P0=0.4MPa,喷管出口6cm处,静压脉动值不超出0.1%,风洞工作时间15s,具备静风洞试验能力。     

航空发动机在超声速引射系统中的应用分析

航空发动机可以对空气增压,并且增加气流温度,理论上存在应用于超声速引射系统的可能。分析了气源对引射器性能的影响以及引气对航空发动机的影响,介绍了3种航空发动机在超声速引射系统中可能的布局方案。针对某领域内的排气参数要求,分别对3种布局方案进行了计算分析。计算结果表明,当上游气体压强为0.044×10⁵ Pa和0.029 3×10⁵ Pa时,通过合理选择发动机的布局以及工作参数,发动机可以直接将上游气体排出或者作为驱动气源应用于超声速引射系统。     

冷峻中的优雅 “康定”级巡防舰模型制作

欧洲诸国的驱护舰造得有声有色,我很喜欢法国的"拉斐特"级护卫舰,充满艺术气质的法国人在设计隐身战舰时居然把这款护卫舰演绎得如此峻美和典雅。上世纪90年代,台湾海军把从法国购买的此级护卫舰称为"康定"级巡防舰。该级舰的技术数据如下:满载排水量3500吨,主尺度125×15.4×4米,航速25节,续航力7000海里/15节,舰员编制135人(军官15人)。动力装置为4台PA6V280STC柴油机,总功率23228马力。武器装备有2座四联装"雄风"-2反舰导     

无攻角弹体斜侵彻多层间隔混凝土靶板特性

为了能清楚地了解无攻角弹体斜侵彻多层间隔混凝土靶板的特性,采用LS-DYNA3D动力有限元软件对弹-靶作用过程进行了一系列数值模拟研究,描述了斜侵彻过程中的基本现象,分析了弹体X、Y两个方向的加速度变化规律,揭示了靶板间距、层数对抗弹性能的影响。研究表明,在总厚度一定的情况下,靶板间距的减小或者层数的增加均会降低靶板的抗弹性能,但当靶板层数较多时,抗弹性能随靶板层数的增加变化不大。所得结论对防御工事、地下掩体的构建具有参考价值。