关于当量空速修正计算的讨论

本文指出了一些手册和教科书中关于当量空速修正计算存在的问题。在讨论了问题的原因后，本文导出了当量空速与校正空速之间的关系；并给出了相应的修正计算图表。     

静压孔堵塞后的空速显示研究

针对一起由静压孔堵塞造成的空难事故,对飞机全静压系统静压孔堵塞后,座舱仪表显示的空速九进行了分析,讨论了静压孔堵后仪表显示和马赫数的特点,给忆堵塞后不准确的座舱仪表显示数值估算起初空速和马赫数的近似公式,以及判断静压孔堵塞的方法和静压孔堵塞后应采取的措施,可供飞行训练部门和飞行人员参考。     

飞行性能专业中通常使用的几个速度

由于气动力正比于速度的平方，因此速度是飞行性能专业中的一个重要的变量，不同的速度名称表示的含义是大不相同，本文试图从理论和工程应用的角度阐明指示空速（ＩＡＳ），当量空速（ＥＡＳ），校正空速（ＣＡＳ），真速（ＴＡＳ）及地速（Ｖｓ）５种速度之间的相互关系。     

民机首飞空速校准问题研究

中国商飞试飞中心，上海 201323) ： 民机首飞空速校准问题直接影响首飞安全，得到了相关从业者的普遍重视，然而系统性的研究多局限于各公司内部。通过对首飞空速校准的意义进行总结，对拖锥法、伴飞法和GPS四边法等常见的首飞空速校准的方法进行系统性介绍，并基于实际工作经验给出了针对空速校准，在首飞准备、首飞任务设计、首飞安全保障以及首飞机组训练等方面的建议。此外，针对国内民机首飞的实际特点，提出了一种改进的GPS空速校准方法，给出了改进的GPS空速校准法的具体试飞方法、数据处理方法，对该方法的误差来源进行了分析，并将该方法与其他传统方法进行了对比。结果表明，该方法不需要专门的试飞动作和测试改装，可以节省宝贵的首飞时间，同时大大降低实施的难度，可供其它民机型号首飞工作参考。     

空速系统气动激波修正的GPS试飞校准方法

考虑真实大气与标准大气的差异,在水平航线上引入气压高度常值偏差及航路气压修正系数,建立ＧＰＳ几何高度与气压高度的关系,提出“ＧＰＳ高度法”,解算出气压高度真值;由ＧＰＳ测得的地速通过“往返试飞”消除风速求得真空速,运用近似理想气体理论,建立Ｍ数真值与真空速、大气总温的关系,提出“ＧＰＳ速度法”,解算出Ｍ数真值;从而分别得到各修正方法对应的气动激波修正量。通过对某型飞机的飞行试验验证了该方法的可靠性与实用性。     

不同马赫数的无粘和粘性流动高阶精度隐式计算方法

 应用隐式时间推进法对不同马赫数的无粘和粘性流动进行数值分析,给出了基于预处理方法的高阶精度隐式求解方法。方程离散采用改进的高阶精度对流迎风分裂格式。该方法通过求解曲线坐标系可压缩Euler和 Navier-Stokes方程,对低速到超音速范围内的无粘和粘性流动的典型问题进行了数值分析。计算结果与文献的数值结果或实验数据对比分析表明,该方法对低速到超音速范围内的无粘和粘性流动问题进行数值分析是可行而有效的。     

基于简化射线模型的剪切层相位修正方法

给出了基于简化射线模型的三维有限厚度风洞剪切层相位修正方法,利用数值模拟结果对该方法的物理依据进行了解释,并将其与传统的Amiet方法和平均马赫数法进行了对比研究,通过风洞试验对简化射线法的有效性进行了验证,最后给出了简化射线法对空间弯曲的剪切层的相位修正方法。结果表明:在来流马赫数小于等于0.3、测量角在40°~140°的范围内,当声源和传声器在同一个平面内时,对于风洞剪切层引起声波相位畸变修正,简化射线法、平均马赫数法和Amiet方法之间没有明显的差别,三种方法之间的相对误差小于1%。      

GPS在空速系统位置误差测量中的应用

飞机空速系统位置误差测量是飞机性能试飞的重要内容之一，也是各科目试飞的基础，因为没有空速系统位置误差修正量，就无法对飞机的高度和速度进行校准，确定空速系统位置误差的方法有多种，如雷达法，经纬仪法，照像法（参考的法）标准机伴飞法，拖锥法等。与其它方法相比较，ＧＰＳ方法是一种既快又省的方法，特点是改装方便，数据处理速度快，工作稳定，故障率低，在特殊的使用条件下精度的可满足要求。     

非定常超音速侧滑机翼的升力、力矩系数及动导数的数值计算

 本文利用分布在机翼平面上的非定常超音速点源的特征线网格法给出非定常超音速侧滑机翼的数值解。本文给出侧滑机翼作沉浮、俯仰、滚转谐振时的振型以及计算升力、力矩和动导数（包括交叉导数）的计算方法。按本文用非定常理论数值解对典型的无侧滑机翼计算出的动导数与常用的按准定常理论解析公式计算结果进行比较和鉴定,结果表明本文方法是令人满意的。     

超音速基元旋涡分布数值解法的进一步改进

本文提出一种新的光滑技术。这种方法有效地消除了超音速基元旋涡数值解法中所计算出的载荷系数分布跳动得很厉害的缺点。而且在不同来流马赫数下所计得载荷系数分布与解析解结果相比是令人满意的。本方法使得超音速基元旋涡分布数值解法更能适用于各种复杂升力面的外形。     

超声速进气道压力估算方法及验证

进气道载荷的预示和限制是超声速飞行器设计中的关键问题。以典型颌下进气超声速飞行器为研究对象,对其进气道流场进行数值仿真,研究不同马赫数、攻角、侧滑角及余气系数条件下的进气道压力特性;针 对进气道压力工程估算及设计需求,使用无量纲和解耦的方法,对进气道压力经验公式进行拟合;反算飞行试 验中的进气道压力,并与测量结果进行对比。结果表明:进气道压力随马赫数增大而增大,随余气系数增大而 减小;正常工作包线内,较小的攻角、侧滑角对进气道压力影响不明显;进气道压力经验公式计算值与飞行试验 测量值符合较好,具有较高的精度。     

微小流量离心压缩机叶轮流场性能模拟计算

设计了一种空气工质低压比的微小流量、高转速离心压缩机三元叶轮,并对其流场特性进行数值模拟.研究表明:该类叶轮出口与进口区域面积比小于1;采用高转速可以改善该类叶轮的效率;叶轮的最佳叶片数较源于大流量低转速离心压缩机理论的叶片数经验公式计算值要小;叶轮出口角一般在60°以上;叶尖顶部间隙增大时,叶轮总压比及效率显著下降.研究方法和结果为飞机高性能空气循环制冷系统和蒸汽压缩制冷系统中微小流量高转速离心压缩机的工程化设计提供了有益的参考.      

Effect of Stagnation Temperature on the Supersonic Two- Dimensional Plug Nozzle Conception. Application for Air

When the stagnation temperature of a perfect gas increases, the specific heats and their ratio do not remain constant any more and start to vary with this temperature. The gas remains perfect, its state equation remains always valid, except it will name in more calori-cally imperfect gas or gas at High Temperature. The goal of this research is to trace the profiles of the supersonic plug nozzle when this stagnation temperature is taken into account, lower than the threshold of dissociation of the molecules, by using the new formula of the Prandtl Meyer function, and to have for each exit Mach number, several nozzles shapes by changing the value of this temperature. A study on the error given by the PG (perfect gas) model compared to our model at high temperature is presented. The comparison is made with the case of a calorically perfect gas aiming to give a limit of application of this model. The application is for the air.     

二维单侧容限系数方法

给出了一种二维单侧容限系数公式,并提出确定高自由度的子样均值和标准差方法。从而能充分利用以往的数据和经验,大大减少了试件个数。与国际上常用的(一维)单侧容限系数法相比,可节省大量试件;而在试件个数相同的情况下,则可得到更接近于母体百分位值的置信限(如安全寿命、安全强度或安全载荷等)。文中还给出了可靠度置信下限公式。     

后台阶喷氢加喷空气超音速燃烧数值模拟

为了提高带有后向台阶的超音速燃烧室的燃烧效率,提出了一种在氢气喷嘴后加一个空气喷嘴的方法,并且采用雷诺应力湍流模型和有限速率化学动力学模型对这种方法进行了数值模拟研究。计算结果表明:这种方法可以有效地改善氢气与空气的掺混效率,在计算的工况下使燃烧效率从60%提高到了64%;然而随着横喷空气的静压和马赫数的提高,会使燃烧室的总压恢复系数降低,并会使来流空气在台阶尖角处发生分离,接着会在台阶前的横截面产生激波,激波的位置也随着横喷空气的静压和马赫数的增加而前移。     

电阻加热器在超音速燃烧研究中的应用

超音速燃烧室试验设备需要加热空气达到所模拟的飞行状态的总焓,采用电阻加热器可以提供纯净的来流空气。西北工业大学建立了采用连续式电阻加热器的超音速燃烧室直连式试验平台。设备的初步调试结果显示：该电阻加热器最高可将流量0.73kg/s的来流空气加热至1000K,可以利用该平台进行低飞行马赫数的超音速燃烧室试验研究。本文利用该试验平台进行了超音速来流条件下的氢气燃烧试验研究,并在此基础上开展了氢气引燃煤油的点火试验研究。     

低反动度高负荷超声速轴流压气机气动设计方法

对超声速轴流压气机的发展历程进行了总结,分析了两类传统超声速压气机内部流动特点及其所存在的流动问题,并对未来超声速压气机的发展提出了展望.针对超声速压气机内部流动特点,提出了一种新的低反动度高负荷超声速轴流压气机气动设计原理.该原理可有效避免在动叶中进行流动控制,同时降低动叶出口绝对马赫数,并结合附面层抽吸控制静叶栅内部流动,最终实现级的高负荷气动设计.利用该原理进行设计验证,三维黏性数值模拟结果表明:在叶尖切线速度为360m/s的前提下,实现了2.3的级压比,级效率为86.5%.      

超燃冲压发动机燃烧室的积分分析方法

本文以Billig模型和公式为基础,给出了超音燃烧室的分析计算方法;并以燃烧室的进口马赫数是2.2为例,对燃烧室的工况、壁型及参数变化进行了详细的分析研究。所得结论,有助于对超音燃烧室的理解和设计。     

超声压气机叶型设计方法

在设计超声叶型时,为使得叶栅进口马赫数和气流角等于给定值,提出一种新的叶型参数化方法。该方法以经典唯一进气角计算方法为基础,将超声叶栅的唯一进气角和叶型几何形状关联起来,由进口马赫数和气流角确定吸力面进口段叶型;根据喉部面积、前后缘小圆半径、最大挠度和最大厚度等特征参数确定其他部分叶型。用此参数化方法设计了6个超声叶型,并用Fluent对设计结果进行了验证。结果表明,来流马赫数及进气角的设计值与Fluent求解结果基本一致,进气角最大误差仅为0.7°,进口马赫数最大误差仅为0.01;并且实现了多激波增压和减小激波损失等效果。     

高温富油燃气超燃试验研究

在空气流量１．２ ｋｇ／ｓ 左右的地面连管试验台上, 进行了模拟飞行Ｍａ＝ ４, ５, ６的三个气流总温状态的碳氢燃料（煤油） 超燃试验。试验用双燃烧室方案, 由突扩型亚燃燃烧室燃烧产生的高温可燃气以马赫数１．２５喷入超燃室, 超燃室空气流马赫数为２．１５ （或２．１３）。不同空气流总温状态下燃料当量比对亚燃燃烧室和超燃燃烧室的试验结果表明, 双燃烧室方案实施煤油的超声速燃烧是可行的。若进一步采取混合增强和合理控制油量分配等措施, 则可提高双燃燃烧室超燃效率。