简介：

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简介：超声速进气道是固体火箭冲压发动机至关重要的部件之一,直接影响燃烧室的燃烧及发动机性能。基于N-S方程、标准k-ε双方程湍流模型,利用FLUENT软件对某型固体火箭冲压发动机楔形超声速进气道内外流场进行了三维数值模拟。计算得到了超声速进气道在飞行马赫数为Ma=3.5的情况下的流场性能。并在相同马赫数下,研究了等比压缩和攻角条件下的进气道流场的分布情况。模拟结果表明：进气道的总压恢复系数和流量系数等性能指标受到攻角的影响而发生变化。

简介：风洞模型自由飞试验利用高速相机记录自由飞行模型的运动历程，再根据模型运动特征参数反演模型的气动特性．由于没有支撑系统的干扰，该试验能够较真实地模拟飞行状态，在飞行器静／动稳定特性研究中具有独特的优势．文章在JF-8A高超声速脉冲风洞中开展了10°尖锥模型自由飞试验，并以圆球模型的自由飞运动测量风洞动压，对模型运动特征参数的数字图像提取技术及气动参数的辨识方法等关键技术进行了研究．

简介：为了研究超高声速飞行器发动机尾焰喷射高温高速气流的辐射特性,对尾焰成分CO2及H2O分子在4.3和2.7μm大气窗口红外辐射波段进行了测量.利用高温燃气激波风洞模拟产生超高声速飞行器尾焰喷流,喷流速度M=5.5.实验中选用单元型InSb红外探测器,并利用黑体进行原位定标.测量距离为0.7m,采用单透镜成像加光阑的方法收集光信号.实验中分别沿喷流方向喷流垂直方向进行了多点测量,通过定标结果反演得到尾焰在4.3和2.7μm分别沿喷流方向和喷流垂直方向的光谱辐亮度和波段辐亮度分布,测量结果表明4.3μm辐射强度及稳定性均高于2.7μm.

简介：等效声速剖面法将实际复杂的声速剖面用一个简单的声速剖面等效替代,在声线跟踪时可以提高计算效率。但在多波束测深系统归位计算中,由于地形的起伏,对每ping各个波束使用单一的等效声速剖面会影响计算精度。通过仿真实验分析了地形起伏对等效声速剖面法计算精度的影响,提出了一种等效声速迭代算法,通过实验发现,相比于常梯度声线跟踪算法,迭代算法可达到同等精度水平,并有更高的计算效率。

简介：介绍了近期美国高超声速技术的新进展，指出美国通过加强顶层规划，推动高超声速技术研发和应用转化；通过增加经费投入，全力支持高超声速导弹型号研制。这些动向预示着美国高超声速技术发展正在由技术研究层面转入实战装备层面，高超声速技术实用化进程加快。对美国当前高超声速飞行器研发情况进行了梳理与分析，并从项目布局、发展思路和武器定位等层面对美军高超武器化建设进行了分析。

简介：摘要：本文介绍了金属密封球阀在超声速喷涂技术上的应用，重点介绍了超声速喷涂技术的原理，并对超声速喷涂技术的涂层特点和应用情况进行了分析。分析结果表明：超声速喷涂技术在金属密封球阀上的应用，能显著提高涂层与基体的结合强度、涂层硬度和耐磨性能，减少了阀门零件因磨损而引起的失效，延长了阀门使用寿命。

简介：摘要：在水下地形测量中多波束测深属于常见系统，能够有效增加测量精准度，然而，多波束测深系统在实际应用中存在诸多影响因素，影响较为严重的便是声速，若无法提前针对声速做好改正措施，必然会降低水下地形测量的精准度。为从根本发挥多波束测深系统的作用价值，本文以该系统的基础原理、组成结构以及未来展望为基础，继而着重剖析水下地形测量中多波束测深系统声速的改正途径，以供参考。

简介：摘要：声速剖面仪是一种用于测量大气中声速垂直分布的仪器，具有重要的气象和航空航天应用价值。为了确保声速剖面仪的测量结果准确可靠，需要进行定期的校准和验证。本文针对声速剖面仪的校准装置进行机械设计与研究，包括设计要点和设计策略。通过对装置的结构设计、材料选择、传感器配置等方面的分析和优化，使声速剖面仪校准装置具备高准确度和稳定性。

简介：林分表反映每一个径阶的每英亩株数。林分表的编制方法是以调查簿为依据,求出所样地数据的平均数。林分表的主要用途是求算材积和确定应作采伐标记的林木。蓄积表反各径阶所对应的材积。在林分表上增加由生长锥木芯求得的生长数据,就能反映过去各年的林木大小和株数,从而指导林务人员的经营计划编制工作。

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简介：简要介绍了超声速自由射流高空模拟和试验技术,分析了超声速自由射流马赫数控制的原理,给出了控制方式及建立多输入多输出马赫数控制系统的方法。设计并实现了基于单支点半柔性壁超声速自由射流喷管,及双电动缸同步伺服控制技术的超声速自由射流马赫数控制系统。吹风试验结果表明,采用的双电动缸同步伺服控制技术,可对单支点半柔性壁超声速自由射流喷管柔性壁面实现同步控制,即精确控制超声速自由射流喉道面积;同时,该控制系统还可连续、有效地控制超声速自由射流马赫数。

简介：为了研究钝前缘翼面的高超声速颤振特性,获得典型翼面高超声速颤振参数以校验非定常气动力和CFD计算,采用具有简单结构动力学特性的钝前缘梯形翼模型,在中国航天空气动力技术研究院FD-07高超声速风洞进行了高超声速风洞颤振试验研究.模型为9mm厚钝前缘梯形平板翼,采用夹层设计：中间层为钢板,提供模型主要刚度和质量特性;两侧为泡沫,起维形作用.试验模型采用悬臂支撑安装于风洞试验段,试验Mach数分别为4.95和5.95.试验固定Mach数,通过缓慢增加动压以使模型达到颤振临界点,采用小波时频谱分析时域响应,结果显示试验模型发生了弯扭耦合经典颤振.试验采用直接观测法获得了颤振动压、颤振频率和对应的试验密度、总温等颤振相关参数.采用壳单元建立了结构有限元模型,并采用统一升力面理论对模型进行了颤振计算分析,研究了气流密度、结构阻尼、Mach数对颤振计算的影响,并对试验结果与理论计算的偏差进行了讨论.分析认为,计算气流密度、计算结构阻尼、结构建模偏差、试验结果散布特性等因素均会构成计算值和试验值之间的偏差,但即便在计算中考虑上述因素,计算结果与试验值仍存在较大偏差.

简介：本文主要介绍了美国高超声速结构响应和寿命预估能力评估的研究计划。该计划由美国空军研究实验室（AFRL）的结构科学中心（SSC）承担。计划第一阶段对波音公司高超声速技术现状与满足高超飞行器设计分析需求的差距进行了评估。计划第二阶段以Ma5—7的高超声速巡航机（HCV）典型部位壁板为例，利用现有技术对壁板进行了详细设计和分析，进一步分析了高超声速结构响应和寿命预估能力评估方面的技术和知识差距。美国的高超声速设计与分析技术的评估结果对我国高超声速结构设计有一定借鉴意义。

简介：临近空间高超声速滑翔弹独特的运动特性给预警系统带来了巨大挑战,为了区分控制量和初始运动状态对弹道轨迹的具体影响,以升力式再入滑翔弹为对象进行了对比仿真。仿真结果表明:强机动发生在纵向平面,控制量倾侧角决定横向机动,攻角决定纵向机动,初始航向角对横向偏移影响显著,而初始航迹倾角和初始飞行高度对纵向跳跃影响显著。

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简介：摘要：在大气层进行长距离飞行，并且飞行马赫数大于5的飞行器，被称为超高声速飞行器。像洲际导弹、航空航天飞机等都属于高超声速飞行器，高超音速飞行器非常受当今大国的重视，它是军事走在领先地位的重要保障。从军事角度而言，目前军队更加追求高速度和高精确度的。传统武器的速度较慢，会给敌方更多的反应时间和反应措施，而高超声速飞行器恰巧具备更高的速度，更高的精度和更大的杀伤力，并且可以进行全球打击，现有防空手段很难防御。其凭借传统武器所不具有的速度精度等优点，使得现在大国之间竞相发展相关产业。

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简介：夜已经深了,马路上空荡荡的,连辆车都没有。徐逢春一个人醉醺醺地走在人行道上,手里握着个酒瓶,大衣敞着怀,露出了里面穿的半灰不黑的毛衣,那是六年前,老婆从厂里仓库淘的九两半毛线打给他的,年头久了,已不像昔日那样保暖了,冷风在空隙中游走着。“他孙子的!”徐逢春想把瓶子摔到电线杆上弄个响声听,结果瓶子却落到一米外的草丛里去了。