基于三维非定常Navier-Stokes方程和滑移网格技术,对不同尾翼倾斜角的旋转弹的气动特性进行了数值模拟,以美国陆军-海军动导数计算标模验证了该方法的计算精度。结果表明:在Mach数为0.9、1.1、1.4、1.6、2.0,转速为0.5 r/s,攻角为2°、4°条件下,随着尾翼倾斜角的增大,平均阻力、Magnus力、力矩系数呈非定比增大,平均升力、俯仰力矩系数不变,滚转力矩系数呈定比增大;压力差是产生Magnus效应的主要原因。

基于某型飞机地面压力加油系统管路模型分析得出解决大流量、多功能、多挡位数字式飞机地面加油系统常用吨位加油和最大吨位加油所需时间之间矛盾的方法.针对标准遗传算法的不足应用禁忌遗传算法高效率地得到各管路优化的节流孔尺寸.