为研究超声速状态下不同剖面形状弹翼的气动性能影响,本文设计了具有相同面积和展弦比的弧形剖面、菱形剖面及六边形剖面三种弹翼,采用CFD数值模拟方法分别计算在0°、5°、10°及15°迎角下,马赫数从0.8到2变化时,分别比较三种不同剖面形状弹翼的升力系数、阻力系数及升阻比,分析了三种不同剖面形状弹翼的气动特性。结果表明,在不同的迎角下,三种不同剖面形状弹翼中,菱形剖面弹翼的升阻比特性最好,其激波阻力最小,六边形剖面弹翼的阻力特性最差,三种弹翼的升力特性差距不大。

介绍中央空调房间温度控制器的温控原理,提出一种通过单片机89C52控制系统在空调温度控制中实现模糊PID控制器的设计,给出控制器的硬件设计方案和软件设计方案,详细介绍主控制器采用模糊控制的工作方式,通过仿真可以看出控制器有较好的控制效果。

通过对声学参量阵及非线性声学的研究,设计出具有良好定向性的声波发射系统,并通过实验的方式对定向性能、参量阵参数进行验证和分析。

设计的检测仪用于检测某型工程车的电控系统，以51单片机作为中央处理单元，以MAX392多路选择器实现多路选通，以CPLD扩展外围接口，可较好地实现信号的采集、存储和信息显示等功能。检测仪还具有代用功能，在紧急情况下可代替原车电控系统进行工作。

介绍一种利用MATLAB信号处理工具箱快速有效地设计ⅡR滤波器的方法;给出利用信号处理工具箱的FDATool工具进行界面设计的详细步骤,提出使用MATLAB语言进行程序设计和使用Simulink进行仿真的方法.

为研究不同发动机短舱位置对民用飞机的气动性能影响,定义短舱位于机翼前方、正下方、后方分别为A、B、C,机身尾部为D,基于RANS方程,采用Fluent数值分析了A、B、C、D的流场。结果表明,位置A和D对压力云图的影响较小,B和C会产生高压区而增加阻力;位置A和D具有较优的气动性能,阻力系数较小,4°迎角时,位置A相对C的阻力系数降低了12.5%,同时在典型状态上也具有较高的气动性能。研究结果可为民用飞机的短舱位置选择提供技术参考。

以X-47B飞翼式布局舰载无人机为研究对象,构建三维NACA 4415bis基准翼型结构,采用数值模拟计算的方法,对比研究了该无人机在起降过程中后缘襟翼对无人机整体的升阻特性影响。选取无人机在0°攻角下,来流马赫数分别为0.1ma、0.3ma、0.5ma、0.7ma、0.9ma,襟翼弯曲角度为0°~15°的工况条件,分析不同襟翼弯曲角度对无人机气动性能的影响。数值结果表明:添加后缘襟翼后,无人机的升、阻力系数随襟翼弯曲角度的增大呈现线性增大趋势;但因升力系数的增幅高于阻力系数的增幅,无人机的升阻比有较高的提升。如飞行速度为0.5ma时,无人机的最大增升效果相比0°襟翼时高219%。综上,舰载无人机在起降过程中应调节后缘襟翼弯曲角度来获取最佳气动性能状态。

以亚声速飞翼布局无人飞行器X-47B为研究对象,选用NACA4415bis为基准翼型,采用三维数值仿真计算方法,设计襟翼并研究其在不同迎角、不同下放角度下升阻力特性及表面压力分布。构建网格并进行无关性验证与可行性分析,网格划分方法符合翼型及简单襟翼特点,可准确分析流动形态及增升机理。数值分析结果表明其增升能力较初始外形有显著提高,增升设计在迎角小于等于12°、下放角度为8°时可实现升力系数要求并实现最大增升效果,迎角过大时下放襟翼会导致飞行器提前发生失速现象,但仍可实现部分增升效果。该增升方案适用于大多数翼身融合布局飞行器。

液压系统作为直升机的主要系统之一,关乎直升机的飞行安全,而辅助液压系统又是液压系统的重要组成部分。某型直升机在进行定期维护通电检查时,接通辅助液压系统电动泵控制开关,出现辅助液压系统不起压,压力表指示为OMPa的故障。针对该故障从系统原理出发,利用故障树分析的方法对故障现象进行分析,准确判断出故障产生的原因,并通过分析、试验,最终排除了故障,消除了质量安全隐患,确保了直升机系统工作可靠性,也为后续类似问题提供了解决思路。

本文主要阐述了液压系统中出现液压卡紧现象的危害、原因以及排除方法等.