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陕西中医 1996年第6期17卷 281-282页

作者：羊静华,罗火泉,黄德惠四川安县89952部队门诊部四川安县89952部队门诊部四川安县89952部队门诊部 622661 622661 622661

桑菊饮出自清·吴鞠通的《温病条辨》,原方主治风温初起诸症。笔者师辨证论治之法,应用于临床多种疾病,每获良效。现总结如下。 1 颈椎病(椎A压迫型)张某,男,49岁,干部。因头昏,眩晕,枕部落空感而就诊。患

关键词：桑菊饮代赭石舌红桑叶辛凉解表药川牛膝甜牛膝活血祛瘀药菊花菊属连翘连召清热解毒药煎服

Flight Characteristics Analysis Based on QAR Data of a Jet Transport During Landing at a High-altitude Airport

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Chinese Journal of Aeronautics 2012年第1期25卷 13-24页

作者： C.Edward Lan WU Kaiyuan YU Jiang Department of Aerospace Engineering The University of KansasKansas 66045USA China Aerodynamics Research and Development Center Mianyang 622661China Scientific Research Base Civil Aviation Flight University of ChinaGuanghan 618307China

Flight data of a twin-jet transport aircraft in revenue flight are analyzed for potential safety problems. Data from the quick access recorder （QAR） are first filtered through the kinematic compatibility analysis. The filtered data are then organized into longitudinal- and lateral-directional aerodynamic model data with dynamic ground effect. The dynamic ground effect requires the radio height and sink rate in the models. The model data are then refined into numerical models through a fuzzy logic algorithm without data smoothing in advance. These numerical models describe nonlinear and unsteady aerodynamics and are used in nonlinear flight dynamics simulation. For the jet transport under study, it is found that the effect of crosswind is significant enough to excite the Dutch roll motion. Through a linearized analysis in flight dynamics at every instant of time, the Dutch roll motion is found to be in nonlinear oscillation without clear damping of the amplitude. In the analysis, all stability derivatives vary with time and hence are nonlinear functions of state variables. Since the Dutch roll motion is not damped despite the fact that a full-time yaw damper is engaged, it is concluded that the design data for the yaw damper is not sufficiently realistic and the contribution of time derivative of sideslip angle to damping should be considered. As a result of nonlinear flight simulation, the vertical wind acting on the aircraft is estimated to be mostly updraft which varies along the flight path before touchdown. Varying updraft appears to make the descent rate more difficult to control to result in a higher g-load at touchdown.

关键词： jet transport unsteady aerodynamics nonlinear aerodynamics flight dynamics flight safety quick access recorder data

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2.4m跨声速风洞TPS压力调节装置设计

机械设计 2013年第10期30卷 80-83页

作者：范长海周洪周晓刚杜宁中国空气动力研究与发展中心四川绵阳622661

涡轮动力模拟器(TPS)试验是一种先进的进/排气一体化动力模拟试验技术,该技术能为大型军用运输机、战略轰炸机、大型民用飞机、巡航导弹等推进/机体一体化设计提供必须的试验平台和有力的技术支撑。其中,TPS压力调节装置主要是为TPS单... 详细信息

涡轮动力模拟器(TPS)试验是一种先进的进/排气一体化动力模拟试验技术,该技术能为大型军用运输机、战略轰炸机、大型民用飞机、巡航导弹等推进/机体一体化设计提供必须的试验平台和有力的技术支撑。其中,TPS压力调节装置主要是为TPS单元提供精确流量驱动气体的关键设备。文中介绍了2.4 m跨声速风洞TPS压力调节装置的原理、设计、实现及应用情况。试验结果表明,该系统运行稳定,工作可靠,TPS涡轮驱动气体的流量波动可以控制在0.001 kg/s以内,可应用于型号试验。

关键词： TPS 数字阀跨声速风洞文氏管

大型舰船在水下接触爆炸下的毁伤与防护研究综述

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爆炸与冲击 2020年第11期40卷 12-36页

作者：金键朱锡侯海量李典陈鹏宇高圣智中国空气动力研究与发展中心四川绵阳622661 海军工程大学舰船与海洋学院湖北武汉430033

大型舰船受到水中兵器的巨大威胁,尤其是在水下接触爆炸情况下,船体结构将产生严重的局部毁伤,给舰船的战斗力乃至生命力带来严峻挑战。本文以大型舰船水下防护结构为研究对象,简要概述了各国海军大型舰船水下防护结构形式的发展历程,... 详细信息

大型舰船受到水中兵器的巨大威胁,尤其是在水下接触爆炸情况下,船体结构将产生严重的局部毁伤,给舰船的战斗力乃至生命力带来严峻挑战。本文以大型舰船水下防护结构为研究对象,简要概述了各国海军大型舰船水下防护结构形式的发展历程,分析了水下接触爆炸下的毁伤载荷以及对舷侧多舱防护结构的毁伤机理,总结了基于具体结构和不同毁伤元的防护措施;并针对目前的研究现状,提出了有待进一步研究的问题。以期为舰船的水下防护设计提供参考,从而提高我国大型舰船的结构抗毁伤能力。

关键词：水下接触爆炸舰船结构毁伤载荷毁伤机理防护措施

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双层交错布置多孔喷嘴燃烧排放性能试验研究

内燃机工程 2015年第4期36卷 81-84页

作者：黄康欧阳光耀安士杰秦建文常汉宝中国空气动力研究与发展中心高速所绵羊622661 海军工程大学动力工程学院武汉430033

在某单缸柴油机上搭建高压共轨系统整机试验台架,研究双层交错布置多孔喷嘴结构对柴油机燃烧和排放性能的影响规律。试验结果表明:相同几何流通面积的双层交错布置多孔喷嘴相比于传统单层喷嘴经济性提高,NOx排放和碳烟排放改善;孔径较... 详细信息

在某单缸柴油机上搭建高压共轨系统整机试验台架,研究双层交错布置多孔喷嘴结构对柴油机燃烧和排放性能的影响规律。试验结果表明:相同几何流通面积的双层交错布置多孔喷嘴相比于传统单层喷嘴经济性提高,NOx排放和碳烟排放改善;孔径较小的双层交错布置多孔喷嘴方案燃油消耗率较高,NOx排放较低,碳烟排放较高;下层喷孔喷射夹角小的双层交错布置多孔喷嘴方案缸内平均压力和温度高,油耗和排温降低,NOx排放较多,碳烟排放较少。

关键词：内燃机双层交错布置多孔喷嘴下层喷孔喷孔直径油耗率

双层交错布置多孔喷嘴喷射特性仿真与试验研究

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内燃机工程 2015年第5期36卷 7-11页

作者：黄康欧阳光耀安士杰刘振明常汉宝中国空气动力研究与发展中心高速所绵阳622661 海军工程大学动力工程学院武汉430033

在高压共轨系统综合性能试验台上对所设计的不同结构的双层交错布置多孔喷嘴的喷油规律进行了测试。试验结果表明:孔径大的双层交错布置多孔喷嘴喷油速率较大;下层喷孔喷射夹角的变化对双层交错布置多孔喷嘴喷油速率影响不显著;在喷孔... 详细信息

在高压共轨系统综合性能试验台上对所设计的不同结构的双层交错布置多孔喷嘴的喷油规律进行了测试。试验结果表明:孔径大的双层交错布置多孔喷嘴喷油速率较大;下层喷孔喷射夹角的变化对双层交错布置多孔喷嘴喷油速率影响不显著;在喷孔几何流通面积相同的情况下,双层交错布置多孔喷嘴与传统单层喷嘴相比具有较高的喷油速率和较大的累积喷油量。为深入分析其原因,建立了双层交错布置多孔喷嘴内流场的三维CFD模型,对双层交错布置多孔喷嘴与传统单层喷嘴进行气液两相流的模拟分析,研究发现双层交错布置多孔喷嘴有效流通面积比传统单层喷嘴大。

关键词：内燃机双层交错布置多孔喷嘴喷油规律 CFD内流场

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窄条翼导弹模型摇滚运动动力学特性研究

空气动力学学报 2014年第2期32卷 154-158页

作者：达兴亚周为群赵忠良陶洋中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所绵阳622661

利用NS方程和飞行力学方程耦合的数值模拟,研究分析了窄条翼导弹模型摇滚运动的动力学特性和产生机理。控制方程为URANS和刚体单自由度转动方程,计算取Roe格式、SA湍流模型、双时间步法,气动/运动耦合采用双时间步三阶Adams预估校正法... 详细信息

利用NS方程和飞行力学方程耦合的数值模拟,研究分析了窄条翼导弹模型摇滚运动的动力学特性和产生机理。控制方程为URANS和刚体单自由度转动方程,计算取Roe格式、SA湍流模型、双时间步法,气动/运动耦合采用双时间步三阶Adams预估校正法。计算Ma=0.6,α=35°,模型进入极限环振荡,振幅10.14°,周期20Hz,与风洞试验结果吻合较好。受力分析表明力矩迟滞曲线为双8环,中间为不稳定环,两侧为稳定环;模型的动不稳定性是由迎风尾舵引起,背风尾舵不能提供足够的动稳定性,导致模型丧失滚转阻尼,最终进入等幅等周期的极限环振荡;计算证实,该极限环是稳定的,模型在任意初始状态或微扰动作用下都将进入该极限环振荡。计算结果还表明,在非定常效应较强时,转动惯量对摇滚振幅影响不大,对频率影响明显。

关键词：窄条翼导弹摇滚极限环动稳定性转动惯量

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基于预估校正和嵌套网格的虚拟飞行数值模拟

航空学报 2012年第6期33卷 977-983页

作者：达兴亚陶洋赵忠良装备学院航天装备系北京101416 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所四川绵阳622661

针对导弹虚拟飞行数值模拟问题,发展了空气动力学/飞行力学数值计算方法和软件。控制方程为非定常雷诺时均Navier-Stoker(RANS)方程和刚体六自由度运动方程;流场求解器为有限体积法结构网格求解器,时间推进采用双时间步法,湍流模型为Spa... 详细信息

针对导弹虚拟飞行数值模拟问题,发展了空气动力学/飞行力学数值计算方法和软件。控制方程为非定常雷诺时均Navier-Stoker(RANS)方程和刚体六自由度运动方程;流场求解器为有限体积法结构网格求解器,时间推进采用双时间步法,湍流模型为Spalart-Allmaras一方程模型;采用Adams预估校正法实现飞行力学方程与流场控制方程的耦合计算;使用嵌套网格方法模拟多体运动。首先模拟了美国国家航空航天局(NASA)窄条翼导弹模型纵向虚拟飞行,研究耦合方式和时间步长的影响。仿真结果表明,双时间步三阶Adams耦合方法,同等精度下可以显著增大时间步长,缩短仿真时间。最后,采用该方法模拟了导弹自由摇滚特性和纵向虚拟飞行,模拟结果与试验值吻合较好。

关键词：虚拟飞行数值模拟预估校正嵌套网格窄条翼导弹自由摇滚

背风涡隔离对大攻角旋成体表面压力分布的影响

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南京航空航天大学学报 2002年第2期34卷 178-181页

作者：程克明范召林贺中徐来武南京航空航天大学航空宇航学院中国空气动力研究与发展中心高速实验研究所绵阳622661

通过在背风母线处沿纵向对称面嵌入隔离板 ,观测了大攻角旋成体在这种背风涡被隔离状态下的表面压力分布情况。隔离板的作用旨在削弱、隔阻两侧背风涡间的相互联系和诱导 ,以便考察背风涡诱导作用对物面流动的影响。不同隔离 (包括无隔... 详细信息

通过在背风母线处沿纵向对称面嵌入隔离板 ,观测了大攻角旋成体在这种背风涡被隔离状态下的表面压力分布情况。隔离板的作用旨在削弱、隔阻两侧背风涡间的相互联系和诱导 ,以便考察背风涡诱导作用对物面流动的影响。不同隔离 (包括无隔离情况 )状态下的实验结果表明 ,背风涡的隔离对表面压力分布有不同程度的影响 ,故这一研究和结果可供探讨大攻角流动非对称性成因作参考。

关键词：大攻角旋成体表面压力分布影响分岔混沌背风涡隔离板

2.4米跨声速风洞大展弦比飞机测力试验技术研究

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空气动力学学报 2009年第5期27卷 542-546页

作者：陈德华尹陆平吴文华李建强师建元彭云中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室四川绵阳622661

针对大展弦比飞机的气动布局特点,在2.4米跨声速风洞中开展了大展弦比飞机测力试验技术研究。该项研究建立了大升阻比高精度天平设计技术和模型支撑系统设计平台,研制了专用大升阻比高精度测力天平和模型支撑系统。在国内高速风洞中建... 详细信息

针对大展弦比飞机的气动布局特点,在2.4米跨声速风洞中开展了大展弦比飞机测力试验技术研究。该项研究建立了大升阻比高精度天平设计技术和模型支撑系统设计平台,研制了专用大升阻比高精度测力天平和模型支撑系统。在国内高速风洞中建立了大型跨声速风洞模型设计新准则。研究结果表明:所提出和制定的方案是科学合理的,为我国大飞机研制提供了可靠的技术支撑。

关键词：跨声速风洞飞机测力试验技术天平