空中静电目标特性分析

研究了空中运动目标在飞行过程中的起电、放电机理和带电特性.通过理论分析和仿真计算,研究了对于被动式地面静电探测系统,将空中目标的电场近似地作为静电场进行探测和将空中带电目标近似为点目标的条件.结果表明,对于被动式地面静电探测系统而言,探测距离在10km范围以内,可将目标的电场当作静电场进行测量;当空中目标与探测器距离大于目标尺寸3～6倍以上时,可将目标视为点目标.提供了被动式地面静电探测系统的应用前提.     

飞行器表面沉积静电分布仿真

研究飞行器表面沉积静电分布规律对于评估其在飞行过程中的静电安全性具有重要意义.结合某型实体飞机开展1:1仿真建模与计算.通过仿真计算,得到了飞机在飞行状态下的电容,对比分析了模型结构、沉积电荷量对飞机表面电荷密度和电场分布的影响规律.结果表明:在飞行状态下飞机的电容约为460.5 pF;模型结构对飞机机头处的静电场有影响,驾驶舱、机舱舷窗等结构使得机头处的静电场变化约20％,而对其他位置处的静电场影响较小;不同沉积电荷量下飞机各放电刷处的静电场强度呈线性变化规律,飞机各放电刷处静电场强度不同,其中放电刷静电场强度最高处比最低处高约97％.     

为什么直升机可以悬停空中？

<正>直升机除了可以正常飞行,还可以悬停在空中进行作业,这也是直升机区别于一般固定翼飞机的一种特有的飞行状态。为什么直升机可以停在空中呢？这要从它的飞行原理谈起。任何东西想要离开地面,都需要克服来自地球的吸引力,即“重力”。重力的方向是竖直向下的,它将地球上的物体紧紧拉住。飞机想要升空,那必然需要一种向上的力量来克服重力,等于说有个力量“升力”把它往上拉,当升力大于重力时,飞机便可以离开地面,升上空中。     

静电放电抑制器的时域矩量法分析

静电放电抑制器是一种静电放电保护电路,在射频和微波集成电路中起到非常重要的保护作用。给出了静电放电抑制器的理论模型。利用时域矩量法分析了三种结构的超低电容静电放电抑制器的电容、电场与电荷分布。数值计算结果表明放电时产生的最大电场均大于空气中击穿的阈值电场,其中弧线形放电抑制器的电场最大,而锯齿形放电抑制器可发生多点击穿,提高了系统设计的可靠性。     

一种可无动力滑翔的固定翼无人机设计

固定翼飞行器主翼的展弦比是影响飞行性能的一项重要指标,大展弦比的固定翼飞行器具有良好的无动力滑翔性能,使用大展弦比固定翼无人机可在失去动力的条件下实现无动力滑翔,亦可使用较小动力进行低速巡航,是一种滞空时间较长,重复使用次数较多,且飞行稳定、安全系数较高的机型。此种机型大量用于航空摄像、灾害监测、空中监控等领域。该文介绍了一种可无动力滑翔且能携带一定载荷进行空中投放的双体式无人机的设计,并经过多次地面和空中测试证明了此种设计的可行性。     

基于太阳能或风能发电的空中电站

本发明空中电站除以太阳能或风能发电外,还可作为一个空中工作平台进行空中照明、通讯传送和视频监控等多项工作(空中电站结构图见图1)。图1空中电站结构图飞机是由固定翼产生升力,由推进装置产生推(拉)力,在大气层中飞行的重于空气的飞行器。自从飞机发明以来,深刻地改变和影响着人们的生活,日益成为现代文明不可缺少的运载工具。飞机机翼的     

被动式球形电极地面静电探测系统模型

研究探测电极和大地介质对目标静电场的影响.将空中静电目标、探测电极和大地作为一个整体系统,利用镜像法建立了空中静电目标的被动式球形电极地面探测系统模型.理论分析及仿真计算得出探测电极低架设有益于提高电极输出信号的结论.由于探测系统模型是迭代的运算式,为便于实际应用,推导出探测系统的简化模型,为后续的对空中静电目标进行定位奠定了基础.经计算分析,简化的系统模型和原探测系统模型非常吻合.     

基于圆阵的被动式静电探测系统定位方法研究

研究被动式地面静电探测系统对空中静电目标的定位方法.在静电感应原理和圆阵定位理论分析的基础上,推导出了基于圆阵的被动式静电探测系统定位方程;并利用误差理论对该定位方程进行了误差分析及定位精度的计算机仿真,仿真计算的结果与误差理论分析一致.理论分析与仿真结果表明:采用平面圆阵的被动式静电探测系统可实现对空中目标较远距离的定位,且具有较高的定位精度.     

最小操纵速度飞行试验技术研究

概述了非对称推力情况下飞机的力学原理和产生的影响,通过学习GJB 185-86和CCAR25-7A相关条款,对最小操纵速度试验的相关概念、限制条件和要求进行了总结.结合实践知识和多个飞行员飞行后评述,总结了静态空中最小操纵速度、动态空中最小操纵速度和地面最小操纵速度飞行试验技术,并通过在BEECH飞机和B737-200模拟器上进行飞行体验验证了试验方法的正确性.     

双谱特征在空中目标识别中的应用

分析了雷达对直升机和固定翼飞机这两类空中目标的识别能力.在识别能力得到满足的前提下,对这两类目标的双谱特征进行了分析,找出了它们之间的不同之处,提出了对这两类目标进行分类识别的方法.通过对18种直升机和固定翼飞机仿真数据进行检验,证明这种方法是有效的.     

不同布局无人作战飞机电磁隐身性能分析

无人作战飞机是当前研究热点之一,为研究不同气动布局无人作战飞机的隐身性能,分别建立常规布局A、无尾飞翼布局B、三角形飞翼布局C的电磁模型。采用物理光学法,计算了不同状态的RCS（Radar Cross Section）散射曲线并分析了分布特点、频率及俯仰角响应特性。结果表明,无人作战飞机的电磁散射特性取决于气动布局和结构形式,也与机翼前后缘、机身、进气道、尾喷口、垂尾等细节设计相关,布局A在前后向均有散射波峰,而采用外形隐身技术的布局B、C无明显散射波峰;频率增加时,各布局不同角域RCS均值减小,布局C前向角域最低为-34.308 7 dBsm,俯仰角变化时,受布局结构外形设计影响,算术均值呈振荡变化;布局C在前、后向角域具有最好的多频隐身性能,布局B在前向角域的不同俯仰角隐身性能较好,布局A隐身性能较差。     

非均匀来流下飞翼布局气动特性模拟方法研究

飞翼布局的非均匀来流会使得飞翼的流场不均匀,从而影响其气动性能。通过引入"网格速度"来计入非均匀来流的影响,求解非定常Navier-Stokes方程,实现了非均匀来流下飞翼布局气动特性的数值模拟。首先采用该方法对NACA0006翼型非均匀来流下的气动力响应进行了计算,计算结果与文献计算结果吻合良好。进一步对某飞翼布局飞机在非均匀来流下的气动力响应过程进行了数值模拟,得到了不同振荡速度比率下飞翼布局气动力系数随相位角变化曲线,结果表明,振荡速度比率越大,升力响应的幅值越大,非均匀来流对飞行器气动特性影响越明显。     

大展弦比飞机机翼弯曲变形分析和测试方法

将大展弦比飞机机翼简化为变截面悬臂梁结构。基于线性叠加原理,将变截面梁划分为n段,推导出梁挠度的计算方程。根据机翼实际尺寸,并考虑机翼自重和外挂载荷建立变截面梁模型,将梁划分为5段、10段、20段计算梁的挠度。利用ANSYS有限元软件中几何非线性迭代方法,分析变截面梁受均布载荷时的变形。理论计算结果和有限元仿真结果吻合,验证了该计算方法的有效性。为计算大展弦比飞机实际飞行过程中机翼实时弯曲变形,在机翼上布置应变计并进行地面标定试验,得到载荷与应变之间的关系方程和机翼各段的弯曲刚度。通过采集飞行实测应变数据,结合标定方程将机翼各测试切面应变-时间历程转化为载荷-时间历程,再利用挠度计算方程计算机翼的实时弯曲变形情况。为大展弦比飞机飞行过程中机翼变形测试提供了一种工程测试途径。     

干涉配合对飞机机翼螺栓连接结构力学性能的影响

为了研究干涉量对螺栓连接结构力学性能的影响,以航空工程中常用的飞机机翼螺栓干涉连接结构模型为研究对象,采用了基于试验验证的有限元分析方法,通过试验验证了所建立的螺栓连接结构三维弹塑性有限元分析模型的可靠性,在此基础上建立了6种不同干涉量下飞机机翼螺栓连接结构的参数分析模型,系统地分析不同干涉量对螺栓连接结构孔边应力分布...     

锯齿化进气道口面电磁散射影响分析

为研究锯齿化对电磁散射的影响,以两种飞翼布局为基础,建立了直线型、锯齿化进气道口面飞行器模型;采用物理光学法,数值计算了各模型在不同状态下RCS曲线,研究了锯齿化的散射分布影响及RCS减缩值的俯仰角、频率响应特性。结果表明：锯齿化进气道口面可有效降低头向、后向散射波峰,并影响其他角域波峰分布情况;俯仰角增大时,锯齿化RCS减缩值呈震荡递减趋势,不同布局不同角域上表现各异,幅值影响为10~30 dB;频率增加时,锯齿化RCS减缩值呈震荡变化,幅值影响为5~25 dB之间;锯齿化对不同布局的电磁散射影响不同,其中布局A头向30°角域的隐身性能提高最为明显,减缩值为20~30 dB。     

斜拉桥复合地震易损性分析

通过引入ANN(artificial neural network,人工神经网络)计算斜拉桥复合地震易损性,显著减少在分析结构能力随机性过程中的计算量,获得结构能力概率分布.采用IDA(incremental dynamic analysis,增量时程分析)非线性时程分析法获得结构需求概率分布.通过蒙特卡洛抽样得到各PGA(peak ground acceleration,地面峰值加速度)下结构失效概率,进而获得易损性曲线.分析结果说明,使用ANN模拟结构能力分布可以显著减少计算量;在考虑结构能力随机性的前提下,斜拉桥地震易损性有所增加.     

Refrigerant Control Strategies for Residential Air-Conditioning and Heat-Pump System

This paper simulated the optimal refrigerant charge inventory of a refrigeration system in air-con-ditioning operation and heat-pump operation respectively,and studied the refrigerant control strategies in this system.The void fraction in two-phase fluid region was calculated by Harms model.And based on distributed parameter model and Harms model,the refrigerant charge inventory in condenser and evaporator were calculated and analyzed in air-conditioning conditions and heat-pump conditions,respectively.The calculating results of dif-ferent refrigerant mass between refrigeration and heating conditions indicate that the optimal refrigerant charge inventory in heat-pump conditions is lower than that in air-eonditioning conditions.To avoid the decrease of COP due to the surplus refrigerant in heating conditions,we introduced the liquid reservoir control method and associate capillary control method.Both of them could increase the heating capacity of the air-source heat pump-The difference of optimal refrigerant charge inventory in air-conditioning and heat-pump system can be controlled by the liquid reservoir or the associate capillary.     

一种折叠翼飞行器动态仿真分析与实验设计

 探讨折叠翼飞行器在飞行过程中的特性,设计一种全尺寸折叠翼飞行器.利用Abaqus软件对该飞行器不同折叠角度状态的模态和动态响应进行分析,结果表明,折叠翼的折叠角度小于90°时,其第3、第4阶模态表现为弯扭组合变形,容易在亚声速条件下发生颤振现象.利用实验方法,设计、制作了试验机并进行试飞,结果发现该试验机后掠角较大,机翼展开后飞行器焦点也相应前移,因此该飞行器在机翼折叠状态下飞行更稳定.     

弹性变形对双座电动飞机模型气动特性的影响

与常规飞机相比,电动飞机在气动布局方面采用了更大的展弦比,在气动力作用下弹性变形更加明显.针对双座电动飞机风洞试验模型,采用计算流体力学/计算固体力学(computational fluid dynamics/computational structural dynamics,CFD/CSD)流固耦合方法分别计算了机翼有无弹性变形的气动力特性,并与面元法和风洞试验结果进行比较.结果表明,受弹性变形影响后升力系数增加,阻力系数减小,相同升力系数下的升阻比几乎没有变化,弹性变形对俯仰力矩系数影响显著,变形后的纵向静安定裕度显著提高.采用面元法计算气动弹性变形的方法计算高效,升力系数误差在10％以内,能满足工程实际应用;CFD/CSD流固耦合计算与风洞试验结果更接近,升力线斜率较风洞试验低7％;变形后的纵向静安定性随迎角有增大趋势,与风洞试验结果一致;弹性变形对机翼扭矩影响较大.