“黑鸟之子”SR-72高速飞机

<正>照片上是美国洛克希德-马丁公司正在研制的超音速飞机模拟图,它是标志性的"黑鸟"远程侦察机SR-71的后继者"黑鸟之子"SR-72。人们一直梦想制造出一款5倍于音速的超高速飞机,目前随着科学技术的不断进     

气固两相介质音速研究

本文分析计算了不同气固两相介质的音速,与实验结果比较得到了较好的吻合,验证了普朗特的理论分析.结合汽液两相音速分析表明,求解两相介质音速时可以不考虑相变的影响.以两相音速为基础的激波结果与理想气体激波结果的趋势吻合,较基于单相音速的激波更合理,说明了两相介质音速结果的正确性.     

球共鸣声学法气体音速的测量原理及实验系统研究

本文阐述了通过音频信号共振频率测量气体音速的原理。同时还分析了实际的球共鸣器的结构对共振频率的影响并给予了相应的修正。据此设计和制作了一套高精度的球共鸣器和低频音频信号测量装置,建立了一套球共鸣声学法测量气体音速的实验系统。本文实验中研究温度、压力、气体音速测量的不准确度分别为±14mK、±2.0kPa和±0.0037％。通过对制冷剂R22饱和蒸气压和氩气低压下音速的测量验证了本实验系统的稳定性和精确性。     

自发布里渊散射法异丙醚音速的实验测量

本文研制了一套基于自发布里渊散射法的流体音速测量实验系统,分析得到该实验系统温度、压力测量的不确定度分别为0.02 K,10 kPa,音速测量的扩展不确定度为0.5%。测量了标准物质正戊烷310 K到470 K饱和液体和350 K到470 K饱和气体的音速,与文献值比较得到,该实验测量值的测量偏差为2.5%左右,验证了本实验系统的可靠性与稳定性。在温度为303.15 K~453.15 K,压力达5.5 MPa范围内,对燃料添加剂异丙醚的饱和液体和过冷液体的音速进行了测量,并依据实验数据给出了异丙醚音速的经验关联式,关联式的计算偏差为0.51%(饱和液体)和0.54%(过冷液体)。     

气态有机介质的音速计算与测量

引言 在有机介质的循环系统或透平的设计、计算中,常需确定有机介质的音速;而目前这类工质的音速数据和确定方法都很少,这使工程上使用困难。文献[1]的实际气体音速计算式很复杂,需输入28个系数,取值也不甚明确。文献[2]按L-K方程[3]导出的音速计算式,一般适合于非极性或轻微极性的有机介质。对极性较强的有机介质,如     

球共振声学法测量普适气体常数

设计和建立了高精度的球共振声学法气体音速测量装置,分析了实际的球共鸣器的结构对共振频率的影响,并给予了相应的修正.测量了温度为29315K,压力在02MPa—08MPa范围内氩气的音速,并根据音速数据确定了普适气体常数.实验温度、压力和普适气体常数的不确定度分别为±14mK,±2kPa和±00036%.最终确定的普适气体常数R为831439±000030J·mol-1·K-1. 关键词： 普适气体常数 音速 球共振器 声学法     

气、液两相介质中压力波传播速度的研究

通过对高速柴油机喷油系统的研究,证实了柴油机高压油管内压力波传播速度在有空穴的情况下比正常值有明显的降低,作者认为,这种现象可以用两相介质的音速理论来加以说明.为此,本文在综述国外研究情况的基础上,导出了计算气、液两相介质在各种压力与温度下音速的公式,并首次给出了计算空气-柴油两相介质音速的诺模图。     

地面最小操纵速度试飞光电测试方法

针对地面最小操纵速度试飞的光电测试需求,提出一种基于机载摄影测量与地面光电跟踪测量相结合的光电测试方法。简要介绍了地面最小操纵速度试飞光电测试系统设计;详细论述了系统标定、地面跟踪目标自动检测、基于机载摄影的飞机偏心距测量、基于光电跟踪测量的飞机航迹与速度测量等方法原理;总结了飞行试验测试实施流程;最后开展了飞行试验验证。试验结果表明,该方法有效可靠,可提供直观的飞机侧偏过程画面,实现飞机偏离跑道方向优于2 mm、高程方向优于2 cm和航向优于5 cm的定位测量精度,完全满足地面最小操纵速度试飞对光电测试数据的完整性、直观性和准确可靠性等要求。     

对于均匀双相流体冻结音速的分析

与通常的方法不同,本文从微元封闭体系的简单模型（而非微元控制体）出发,推导出微小扰动在流体介质中的相对传播速率—音速为ａ~２＝（■ｐ／■ρ）ｓ;并强调指明该式对于双相流体介质的适用条件。对于均匀双相流体的冻结音速,文中从理论上分析并导出了存在最小音速（气隙率０＜ａ＜１））的条件及此时的气隙率的计算公式,这些理论分析的结果是与已知的实验数据相符的。     

超音速汽液两相流激波的理论研究

建立了超音速汽液两相流激波过程的数学模型,得到了激波前后的流动关系,并对激波后的流动规律进行了初步分析,建立了两相扩压段的优化模型。研究结果表明,在激波后,流体压力上升,速度下降,与单相气体的正激波特性相似;其对应的音速与汽液两相流体的空泡率、压力及液相密度等因素有关。     

基于高速像机阵列的起飞着陆段航迹测量技术

针对GPS采样频率低、动态精度差的问题,为了在飞机起降性能测试课题中获取更高频率、更高精度的位置、速度等参数信息,利用高速像机阵列对飞机的起飞着陆运动过程进行接力拍摄,通过对各站点高速像机拍摄到的图像序列分析处理,利用数字图像处理技术、近景数字摄影测量三维直接线性变换(DLT)等算法,解算出了飞机的位置及速度数据。该方法对其他类似飞行物的轨迹测量具有指导意义。     

丙烷气相音速与理想气体比热的实验研究

用球共鸣声学法测量了工质丙烷（Ｒ２９０）在温度分别为２９３．４８ Ｋ、３０２．９６Ｋ、３１３．２１Ｋ和３２３．１９Ｋ时,压力从２００ｋＰａ～７００ｋＰａ范围内的四条等温线共２８个音速数据。温度、压力和气体音速测量的不确定度分别为±１４ｍＫ、２．０ｋＰａ和±０．００３７％．根据实验数据,由热力学关系式得到了Ｒ２９０在四个温度下的理想气体比热和第二音速维里系数．同时根据现有的高精度实验数据拟合Ｒ２９０的理想气体比热方程．这些研究为Ｒ２９０在工程上的应用提供了必需的热物理性质基础数据．     

超音速引射喷管性能的理论计算和实验研究

本文介绍了超音速引射喷管的流场和性能的理论计算方法.它包括如下的计算:主喷管出口的真实音速线,非粘性主流流场,粘性影响的修正,抽吸特性和推力特性. 为了使计算结果更符合实验数据,采用真实音速线而不是平面音速线作为计算的初始基准线.真实音速线是由主喷管喉部区域的等角度线与从主喷管唇部发出的马赫线的交点得出的.首先,计算喷管的非粘性主流流场,然后考虑粘性修正.本文采用的粘性修正方法是用修正的外罩几何坐标代替原有的外罩几何坐标.前者是将混合区和附面层的位移厚度叠加到原有的外罩几何坐标上而得到的.按照修正过的坐标计算喷管真实流场,抽吸特性等.该修正方法相当简单而且足够准确. 计算是在数字计算机“320”上完成的,并在地面设备上做了模型实验.理论和实验结果基本一致.     

新飞机测试改装网络数据到PCM的转换设计

简单介绍了PCM规范和新飞机测试改装网络包协议,论述了新飞机测试改装网络数据到PCM/NRZL信号转换的嵌入式设备——PCM生成器的软硬件设计思路以及在新支线客机试飞测试中的应用情况;测试和使用结果表明,新飞机测试改装网络数据到PCM转换设计的思路正确,转换速度、时延满足飞行试验要求。     

正丁醇+正庚烷二元系的音速和过量等熵压缩率

正丁醇是潜在的新一代主流替代燃料。音速、密度等热物性参数对于燃料的喷射、雾化、燃烧具有重大影响，但目前相关研究还较为缺乏。本文以正丁醇+正庚烷混合物代替含醇燃料，利用瑞利–布里渊散射法，测量了其在温度298.15～433.15K和压力0.1、5.0 MPa下的音速。结合文献密度数据计算了混合物的等熵压缩率κ_s和过量等熵压缩率κ_s^E。结果表明，混合物的音速随着正丁醇摩尔分数的增加而增加，而κ_s^E先增大后减小至负值，再增大。从分子间相互作用的角度进行了分析，并为该混合燃料的应用提供了参考建议。     

浸没于液体中有化学反应的射流的不稳定性分析

1前言将六氟化硫以音速喷射到储有液态金属拥的反应器中就能产生出非常高密度的能量，它将是潜艇推进动力中的一个新动力源山。文献＊选择氯化氢与氨水溶液来模拟六氟化硫与液态金属理的反应，从而避免后者在实验时快速释放高密度能量而引起测量的困难。他们发现由于氨会与氯化氢产生放热反应，会使氯化氢射流在喷口处发生不稳定流动。虽然文献问、山曾用Kelvin－Helmholtz不稳定性理论分析了液体中音速气体射流的特性，但它们只是讨论没有化学反应的情况。文献间开始讨论有化学反应的液体中音速气体射流的不稳定特性，把气一液分界面上质…     

超新星与化学爆炸有很多共同点

一颗巨大的超新星和地球上一次微小的气体爆炸,似乎没有太多共同点,但是一项新研究发现其过程是相同的。并非所有爆炸都是一样的,例如烟花是由比音速慢的火焰推动的,这种火焰称为为爆燃。在一定条件下,爆燃可以转变为威力大得多的暴轰,产生比音速更快的毁灭性冲击波。     

垂直管内音速蒸汽射流凝结汽羽形状研究

本文针对质量流量376～773 kg·m^-2·s^-1的饱和蒸汽在温度变化范围为10～55℃流动水中形成的音速蒸汽射流凝结进行了实验研究。实验观察到了四种不同的汽羽形状,并且汽羽形状受Re影响较大。当Re与凝结驱动势减小时,最大膨胀比和汽羽喷射长度增大,其值小于蒸汽音速射流在静止水中的情况。本文给出了汽羽喷射长度实验关联式,大多数实验数据与预测值的误差小于10%。     

惯性导航的物理基础

 导航就是引导舰船、飞机、导弹等航行体到达预定目的地的过程.完成导航任务的设备叫导航系统,以航空导航为例,测量飞机的位置、速度、姿态等导航参数,通过驾驶员或自动驾驶仪引导其按预定航线航行的整套设备就是飞机的导航系统.     

基于前视跑道图像的飞机偏心距精确测量

根据飞机地面最小操纵速度试飞的光电测试需求,提出一种基于前视跑道图像的飞机偏心距精确测量技术,通过在飞机中后段机腹中心线上加装前视高速数字摄像机,获取飞机运动时跑道及飞机起落架的前视序列图像,通过图像判读获取飞机主起连线与跑道标识线交点的亚像素坐标,在摄像机测量参数高精度标定的基础上,根据摄影测量的单站定位原理精确解算交点在物方空间坐标系下的坐标,进而获取飞机偏离跑道中心线的距离。飞行试验测试结果表明,该测量方案切实可行,数据直观可靠,可实现3 cm的测量精度,完全满足试飞测试任务需求。