双体导弹是一种通过弹翼将2个单体导弹机体连接为一体的特殊构型导弹,因此具有独特的气动特性。基于FLUENT软件采用S-A(Spalart-Allmaras)湍流模型分析了单体导弹和双体导弹在不同马赫数及迎角状态下的气动特性,研究了2种构型的气动特性差异。计算结果表明:双体导弹较单体导弹拥有更优的升力能力,但其所受阻力更大,升阻比下降;2种构型导弹阻力均随着迎角的增大而减小,且马赫数越大其减小幅度越小。

本文对涡轮中激波/叶排干扰进行了初步研究.结果表明,关于激波/叶排干扰的认识是无导叶对转涡轮研制的重要理论基础.此外,激波/叶排干扰是存在该现象的涡轮所受高周交变力的主要原因,要解决这类涡轮的高周疲劳问题(HCF)必须深入研究激波/叶排干扰.

马赫数0.3处于传统意义的低速与亚音速之间,处于高速风洞试验可用风速的最小边缘,流场品质难以保证,因此一般很难直接通过风洞试验获得。本文选择某低速流场品质相对较好的风洞,以某型飞机为例,开展相关风洞试验,并对风洞试验数据进行修正,得到某飞机Ma0.3时的升阻特性数据。通过对修正后的风洞试验数据进行分析,得到Ma0.3附近飞机的气动力特点,分析结果可用于优化后续风洞试验。

栅格翼是由外框架和众多薄壁的栅格组合而成的一种新型稳定控制面,具有很多优点,但由于栅格翼的阻力大,在一定程度上限制其应用。本文在前人对栅格翼优良结构和减阻方案探索的前提下,结合栅格翼整体后掠、前缘后掠、栅格壁前后缘削尖等减阻方案,在本人研究基础之上建立模型,在不同马赫数下进行仿真分析研究比较其气动特性。研究结果表明,对栅格翼进行前缘后掠、栅格壁前后缘的削尖,均能够有效提升升力特性。

该文采用纯黏性润滑方程和层流N-S方程，对带有锥腔的静压气体润滑轴承内的压力分布作了理论上的研究。通过通流面积和马赫数的计算深入分析了随着气膜厚度的变化，轴承流场内压力的变化及变化机理。通过实验证明，在轴承间隙很小时两种方程求得的压力值与实验结果是一致的。但随着气膜厚度的增加，采用纯黏性润滑方程计算的偏差很大，而采用N-S方程计算的结果与实验结果基本一致。并通过与环面节流的平面轴承的压力对比，表明增大气膜入口处的节流面积，可以增加轴承的质量流量，提高轴承内的压力，避免较大供气压力和较大膜厚时气膜入口附近压力急剧下降，从而提高轴承承载能力。

针对气流粉碎机上超声速喷管的使用特点，根据超声速风洞喷管设计的一般原理以及三元特征线理论和边界层修正的理论，提出了一种实用的三元轴对称超声速喷管的设计方法。本方法对收缩段，扩张段分别进行设计。根据设计制成样品进行吹风实验，采用测量出口静压的方法来间接测量出口马赫数。实验表明实验结果与理论计算能够较好的吻合。

风洞流场的多维性、复杂性以及马赫数的不可直接测量、马赫数控制一直是风洞控制的难点和重点.笔者在研究FL26Y风洞流场特性的基础上,应用神经网络技术,研究马赫数在线辨识问题,为高精度风洞流场马赫数控制提供技术支持.首先介绍神经网络马赫数辨识原理,然后介绍神经网络拓扑结构的设计,并构造神经网络的马赫数辨识模型(NNI).最后通过软件实现及仿真研究动态数据优化、软件滤波以及动量系数对网络学习性能的影响,进一步验证神经网络辨识器在实时性、自适应性、以及辨识精度等方面的优越性.

针对目前使用的射流式真空发生器耗气量大的局限性，提出了一种带可调锥的流量自调式射流真空发生器的新结构。为了解决该真空发生器在减少耗气量与维持真空度之间的矛盾，以寻求最佳的流量调节方案，需要对调节过程的二维流场和可调锥的受力进行高精度的分析。为此对该型真空发生器内部超音速流场进行了数值模拟，分析了可调锥的不同工况对流道内流场中压力和马赫数分布的影响规律。结果表明，随着可调锥进入真空喷管喉部距离x的增大，可调锥对真空喷管内的流场扰动加剧，真空发生器的引射能力减弱。因此，为了保证正常工作所需的真空度并达到最大的节能效果，应将可调锥进入真空喷管喉部的距离控制在一定的范围内。分析表明，如果可调锥进入喷管喉部的距离不超过2mm，则可使最低真空度大于65kPa，并能减少30％的耗气量。