摘要：对弹丸飞行稳定性进行了分析,文中提出利用MGAERO气动软件计算弹丸的气动力参数,以减少采用经验公式估算气动力系数和压心位置等参数带来的误差,可为弹丸飞行稳定性分析和总体参数设计提供参考依据。

摘要：由于腹部进气布局导弹进气道和弹体内外流相互干扰,使得此类导弹的气动性能难以计算。为解决初步设计阶段此类导弹的气动计算问题,文中以DATCOM程序为基础,以CFD数值模拟为依据,采用部件组拆方法,发展了一种腹部进气布局导弹的气动力快速估算方法。结果显示,该方法计算速度快、适应性好、精度高,在吸气式导弹初步设计中具有较高的应用价值。

摘要：航空发动机试车对试车间内气体流场等有相应要求,合理的试车间尺寸能影响发动机试车。本文介绍了基于MFC的试车间气动计算程序设计,通过气动计算,为试车间设计提供数据参考。

摘要：冷气发动机一般使用压缩空气或氮气等气体作为推进剂,虽然比冲低,但具有系统简单、可靠性高、无毒无污染等优点,适用于运载器的姿态控制和卫星轨道控制。本文研究了冷气喷嘴的气动原理,给出了基本参数的计算方法,分析了试验条件下气体在喷管内型面上的流动状态和损失,并对依此设计的冷气装置进行试验,分析了试验结果,所得结论对喷嘴设计及试验数据分析提供了依据。

摘要：一种计算方法可用于确定带进气道的翼身组合体纵向亚声速气动特性。计算中,忽略了粘性影响,采用线化小扰动假设,根据基本解迭加的方法,求出了带进气道的翼身组合体的表面压力分布、法向力和俯仰力矩系数并给出了算例。算例结果表明:在上述假设下,进气速度比对于全弹压力分布有影响,主要是在进气道附近,进气速度比对全弹法向力和俯仰力矩的影响较小,在初步设计时可以忽略。

摘要：用于微型飞行器气动特性研究用的极低速风洞在国外公开发表的资料很少见到。因此在总体设计、气动计算与结构设计中均遇到许多新问题。在缺少资料以及实际设计与使用经验的情况下,经过多方案比较、详细的气动计算、调查研究和实机测试,按照设计技术要求研制成功了试验段直径为100mm,风速可以从1m/s无级调速到13m/s的微型飞行器研究用极低速开口自由射流风洞。其流场可用区域大,流速可调范围宽,而且可以无级调速。给出了总体方案的选择、部件气动计算的结果、风洞气动轮廓图以及流场测量数据。

摘要：对纺织用多级离心风机进行性能测试,发现性能尚有提高余量。选取与工作点接近的最高效率点进行气动校核。气体经过每一级都提高压力、升高温度,因此必须分别对各级计算,把该级出口参数作为下一级进口参数。根据计算结果画出各级出口温度、密度和吸力的变化曲线图,分析该风机存在的问题。叶轮气流出口与回流器进口角接近30°,对气流有较大的冲角损失。而回流器出口角度为30°,对后一级产生较大预旋,使第二级以后压力降低。针对这些问题,提出可行性改进措施。

摘要：合理的温度场分布是燃烧室设计的主要问题之一.在气动计算基础上,借鉴有关流动和射流穿透经验关系,依据发动机工况及试车测试数据,针对某型发动机燃烧室,进行了通过改变掺混孔孔径调整出口温度场分布的计算方法研究.利用气动函数结合流阻法进行流动参数计算,采用气动方法计算射流穿透深度和掺混温度,得出相应掺混孔改变量与掺混气变化量及相应燃烧室出口截面处的温度变化量.提出一种比拟法,预估改变掺混孔孔径后燃烧室出口温度的变化情况,并给出根据出口温度要求预估燃烧室需要调整的掺混孔位置及尺寸,为实验调试提供计算依据.

摘要：为了使产品研发过程得到更好的管控,中国航发动力所建立了一系列的信息化系统作为基础支撑,由于系统建设有先后,存在异构逻辑数据的不同步.基于产品研发流程主线,所涉及的系统包括协同研制平台(PDM)、科研管控平台(PPM)、高性能计算平台(HPC)和集成研发系统等.在发动机设计、仿真过程中,有大量的气动分析、气动计算任务需要提交给高性能计算平台完成,因而要将产品的研发系统与高性能计算平台进行集成应用.