针对倾转四旋翼飞行器,采用计算流体力学(computational fluid dynamic,CFD)方法建立了其倾转过渡状态的全机数值计算模型,可用于其气动特性的计算与分析。首先,基于动量源方法建立旋翼气动分析模型,对孤立旋翼进行气动计算并与实验结果进行对比,验证动量源方法的有效性;然后,建立全机的气动干扰数值计算模型,其中使用动量源代替旋翼并划分结构网格,对机身/机翼/短舱则采用非结构化网格进行划分;最后,分析该倾转四旋翼飞行器倾转过渡状态下旋翼与机翼的气动干扰特性,得到旋翼/机翼的气动干扰规律,可以支撑飞行器总体设计。

目的：开发了一套测量声输出参数的系统，为进一步研制适用于军事计量巡检工作的便携式仪器奠定基础。方法：采用水听器作为换能器，采集超声信号存空间声场焦平面上一点的声压波形。通过对声压波形的参数进行数值运算，得到所关心的超声声输山参数。结果：能够在误差允许的范围内测量出主要的声输出参数。结论：该方法切实可行，得到的数据可重复性好。

高超声速条件下,气动光学效应的存在严重影响红外成像制导精度,已经成为新一代高超声速精确打击武器研制面临的关键技术难题之一。为解决这一技术瓶颈,需要开展适用高超声速飞行环境的超声速气膜冷却光学窗口研究,解决高超声速飞行条件下光学窗口防热和成像难题,突破现有红外成像制导武器的速度和温度限制,可为实现高超声速条件下武器对空、对地和对海高精度打击提供支撑。

采用非定常延迟脱体涡模拟(delayed detached eddy simulation,DDES)方法,计算了细长体在马赫数Ma=0.6~1.15、攻角α=0°~180°的非定常流场,并从非定常气动力特性、非定常频率特性、非定常旋涡流动特性三个方面进行深入分析,得到以下结论细长体气动力系数在攻角45°~165°范围内均具有较为强烈的非定常性,侧向力系数的非定常脉动幅值尤为强烈,其瞬时量值为法向力系数的1/4~1/2;细长体横侧向气动力系数在攻角45°~165°范围内有比较明显的主频,纵向气动力/力矩系数无明显主频;气动力系数的频率特性主要来自旋成体弹身,弹翼贡献很小;背风侧复杂旋涡流动是非定常气动力的主要原因,主要体现为旋涡生成、旋涡切换、涡脱落等。

本文通过风洞旋转测力试验针对鸭式布局旋转导弹的舵翼干扰问题进行了研究。采用风洞试验方法对于不同舵翼周向角气动数据进行分析,得到转速随舵翼周向角变化规律;运用四点、八点平均获得的法向力系数与旋转情况下测得的平均法向力系数基本一致,可采用准定常方法解决旋转弹纵向气动问题;小攻角下洗流干扰强烈,使得纵向气动性能波动较大;通过研究得到了舵翼干扰造成的马格努斯效应随转速及攻角变化的波动规律,马格努斯力与力矩在中等攻角下随攻角非线性变化较大且产生的绝对值也较大。

针对可重复使用液体火箭发动机管路连接与密封的可靠性问题,结合某型液体火箭发动机的研制情况,对一次使用发动机与重复使用发动机从任务剖面、环境剖面、寿命剖面及功能要求与结构变化等方面,对比分析了发动机的可靠性需求。针对重复使用发动机的管路连接与密封的可靠性研制具体工作现状开展分析,指出了目前存在的不足,给出了管路连接与密封的可靠性设计与可靠性验证方向,提出了应对思路及管路连接与密封的可靠性工作技术途径,可为后续总体策划及研制重复使用液体火箭发动机提供参考与启发。