阻力仪制作中应该注意的问题

防毒面具的阻力，涉及到人的生理，通气阻力大，会加重人的负担。过滤吸收器和滤器的阻力大时，会加重鼓风机的负荷，使整个装置变得笨重。因此通气阻力是防护器材的最基本的指标。防护器材对空气流阻力的检验包括防护器材原材料、半成品和成品的阻力检验。原材料的阻力检验保证半成品的阻力性能；半成品的阻力检验又保证成品的阻力性能。[第一段]     

通气模型内流道阻力直接测量技术

推阻特性是吸气式飞行器研制中最为关注的气动特性问题之一.为研究通气模型内流道阻力特性,在中国空气动力研究与发展中心(CARDC)超高速所的1m高超声速风洞上开展了吸气式飞行器通气模型内流道阻力直接测量技术研究.研究选取吸气式飞行器的一个内流道模块为研究对象,通过将内流道模块与模型其余部分进行分离设计、采用特种应变天平直接测量模型内流道气动力的方法得到通气模型内阻,同时进行了干扰因素分析和试验数据修正方法研究,开展了Ma=4条件下的内流道阻力测量试验并给出了典型试验结果.试验结果表明,通气模型内阻随攻角和喉道高度变化而变化.     

阻力精确分解的方法研究与数值模拟

根据阻力产生的物理机理将阻力分解为近场阻力和中场阻力,建立实现了阻力精确分解方法:近场阻力法和中场阻力法,前者对飞行器表面压强和切应力积分将阻力分解为压差阻力和摩擦阻力,后者通过区域划分式积分将阻力分解为波阻、粘阻、诱导阻力和数值耗散阻力.选取RAE2822翼型、M6机翼和某宽体标模进行数值模拟,验证阻力分解方法的正确性,对比两种方法进行阻力分解辨识的能力与不足.研究结果表明,中场阻力法可以给出详细的阻力构成,更有利于进行阻力产生分析和减阻优化设计;近场阻力和中场阻力计算可以很好地达到阻力平衡,但由于消除了数值耗散阻力,中场阻力法的计算结果要比近场阻力法更接近实验值.     

凹坑强化传热的研究进展回顾

基于涡流发生的凹坑强化换热是一种新型高效的强化换热和冷却技术,其主要特点是传热强度大,流动阻力小,综合传热性能高.通过近十年来凹坑强化换热研究工作的回顾,介绍凹坑壁面的换热阻力特性和涡流结构,并讨论凹坑形状、深度和雷诺数等参数的影响.通过介绍凹坑在旋转通道、圆管和冲击耙面等不同情况下的换热阻力特性,以及与肋等的综合传热性能对比,旨在说明凹坑是一种很具潜力的新型强化换热结构,具有十分广泛的应用前景.      

湿度传感器在防护性能检测中实现动态湿度测量的探讨

防护器材的防护性能受湿度的影响很大,用干、湿球温度计来测量湿度的方法早已无法满足现代科技发展的需要.笔者对湿度传感器在防护性能检测中实现动态湿度测量进行了探讨,并结合实际工作经验,从湿度传感器的特点、性能、主要参数以及如何选型,介绍了自己的体会.     

产品多余物的控制

阐述了多余物的危害性,产生的原因及控制的途径。产品多余物,顾名思义,即不是产品孺要的外来物.这里说的产品,可以是半成品、成品、部件、组件和整机.航空产品,小到元器件、零部件,大到分系统,整个工程都不应带人异物,如金属屑、焊锡渣、屏蔽线丝、导线芯、螺     

飞机全尺寸阻力的预计

本文以J-7飞机为典型,阐述了如何将高速风洞飞机模型的极曲线实验结果修正到真实飞机的实际飞行状态。提出了应进行的修正项目、内容、步骤和具体方法。结果表明,经修正的飞机零升阻力和平衡升致阻力与资料值(经飞机性能试飞验证的结果)有较好的一致性。     

侧压式进气道内部阻力的参数分析

为明确高超声速进气道内部阻力的特点,并为进气道减阻设计提供参考依据,以侧压式进气道为例,分别以内壁面和捕获流管为分析体,讨论进气道不同几何设计参数下的阻力特性;以数值模拟为手段,给出了总阻力的大小及各项阻力的分配比例,并分析了进气道几何参数变化对阻力的影响关系。给出了侧压式进气道附加阻力作用表面的形状,讨论了附加阻力的特点。研究发现,内壁面总阻力中,压力阻力随收缩比增加而增加,约占总阻力的60%到70%;唇口前的溢流会产生“附加推力”而不是通常情况的附加阻力。     

重心位置对飞机阻力及其飞行性能的影响

为了降低配平状态下飞机的阻力问题,推导了飞机升致阻力与重心位置间的关系式。以一架典型的后平尾飞机为例。计算了向后移动飞机重心的位置,放宽对飞机固有静稳定度的要求对飞机配平升致阻力和总阻力以及对部分性能的影响。结果表明,当向后移动重心位置时,其配平升致阻力下降,并在某一重心位置时达最小值。     

间距对凹坑强化传热和流动阻力的影响

对矩形通道内的球面凹坑壁面进行了传热系数和流动阻力测量,研究了通道Re数和凹坑间距的影响.无量纲流向间距分别为1.5,1.2和0.8.实验发现凹坑面上局部Nu数沿流向和横向变化剧烈.与光滑壁面相比,凹坑面的平均换热增强45%左右,流动阻力增大92%左右,平均综合传热性能增强16%.减小凹坑间距使流动阻力增大,平均换热和平均综合传热性能进一步增强.数据显示Re数对凹坑壁面的换热增强和流动阻力增大的影响相对较小.      

基于尾迹积分的阻力计算方法研究

利用尾迹积分法按阻力产生的物理机制,将阻力分解为熵增阻力和诱导阻力进行数值计算.翼型、机翼和翼身组合体标模算例表明,尾迹积分法可以清楚给出由粘性和激波产生的熵增阻力及诱导阻力的展向分布.熵增阻力计算时,尾迹积分截面要尽量靠近后缘,若尾迹积分截面向下游移动,由于数值耗散使翼尖涡动能转化为内能从而将部分诱导阻力转化为熵增阻力,使诱导阻力值偏小,需要进行熵增修正,修正后的总阻力与实验值吻合更好.与壁面积分法的对比分析表明,壁面积分法计算阻力误差大部分来源于压差阻力.利用尾迹积分计算了升力,与壁面积分法相比,给出的升力线斜率与实验值更接近.     

在高空台上测定发动机外流附中阻力的方法

介绍了在SB101高空台上测定发动机外流附加阻力的方法。采用试验的方法，通过测定发动机在SB101高空台上的发动机外流动量阻力修正系数和舱效应影响的附加阻力修正系数，并对发动机的推力进行修正，极大地提高了发动机在SB101高空台的推力测定精度，保证了发动机推力性能评定的可信度。     

大型客机积水跑道起降附加阻力评估

在飞机整个飞行过程中,起降阶段尽管时间占比很小,却是飞行事故的多发阶段。近几年国内外污染跑道起降冲出和偏离跑道的事故和事故征候不断发生。发生此类事故的一个重要原因就与湿跑道和污染跑道有关。为了保证飞行运行的安全,应确定飞机在污染跑道上的飞行性能。飞机在污染跑道上起降时污染物产生的附加阻力,对飞机的起降性能有很大的影响。分析了积水污染跑道上轮胎溅水图型的形成机理,研究了附加阻力的计算评估方法。算例表明,积水跑道附加阻力与积水深度近似成线性正比关系,与飞机地面滑跑速度近似成平方正比关系。该方法的计算结果符合规律、量级合理,达到了工程应用要求。     

直升机滑油系统流动阻力特性研究

通过对直升机滑油系统及部件工作原理研究的基础上,建立了温度、压力、流量多因素耦合稳态仿真模型,并用Visual C++ 6.0编制了相应计算软件.利用仿真计算结果对滑油系统及其主要部件的阻力性能进行了分析,确定了影响系统阻力特性的主要部件和主要影响因素,分别为滑油泵、过滤器、散热器、喷嘴和滑油温度、飞行高度.在对系统流量、阻力特性研究的基础上对系统高空性能进行了预测,为部件选型及系统管路的优化设计提供了参考依据.     

基于 CFD 和推阻分解技术的全机溢流阻力预测与分析

飞机在飞行过程中,根据性能需求,需要不断调整发动机活门流量系数,因此发动机短舱唇口的压力分布形态会发生很大变化,前方外流作用于进气道内流管上的合力也将改变,从而引起溢流阻力变化。本文基于某型号飞机,结合 CFD 动力模拟和推阻分解方法,获得不同流量系数下的溢流阻力,并分析流量系数、马赫数、高度、迎角对溢流阻力的影响。溢流阻力预测方法和影响研究可为飞机/涡扇发动机一体化设计、大涵道比短舱设计和气动力预测提供参考。     

高效空气过滤器性能实验研究

现代工业的发展,对实验、研究和生产的环境提出的要求越来越高,实现这一要求的主要途径是在洁净空调系统中广泛使用空气过滤器。其中高效（HEPA）和超高效（ULPA）过滤器是尘粒进入洁净室的最后一道防护,它的性能优劣直接关系到洁净室等级,进而影响工艺过程和产品质量。因此对过滤器进行实验研究是很有意义的。在不同的风速下,通过测定玻璃纤维过滤器和PTFE过滤器对0.3μm、0.5μm、1.0μmP.A.O粒子的过滤效率,比较两种过滤器的阻力性能、过滤性能。结果表明,风速是影响高效空气过滤器过滤效果的很重要的因素,风速越高过滤效率越低,对PTFE过滤器而言这种影响更明显。     

超声速进气道进发匹配安装性能快速计算方法

为了研究超声速进气道与发动机的匹配特性,改善推进系统的安装性能,结合准一维进气道流场计算方法和基于部件法的发动机总体性能仿真模型,发展了一种考虑进发匹配的超声速进气系统安装性能快速计算方法。该方法能够计算不同飞行条件和不同进气道工况下,超声速进气系统的性能和安装阻力。利用文献中的数据对本文的模型进行了校核,并以两斜一正外压式进气道为例,研究了亚声速飞行时的附加阻力和进气道的调节方法。与文献中数据对比表明,进气道总压恢复和流量系数误差小于1.4%,发动机安装推力计算结果误差小于9%。超声速进气道在亚声速巡航状态下由于发动机节流带来较大的附加阻力,而进气道调节可降低高马赫数下的溢流阻力并增加进气道的稳定裕度。     

多操纵面飞翼布局作战飞机的控制分配方法

飞翼布局作战飞机取消了升降舵和常规方向舵,采用冗余的新型多操纵面配置新方案,并使用大偏角的阻力方向舵来实现其偏航操纵.阻力方向舵的偏转会同时引起3个轴向的附加力和力矩,且具有单侧偏转为偏航操纵、双侧偏转为增阻减速的功能特点.为了解决这类新布局飞机操纵面多于控制指令的冗余设计和操纵面无明确功能轴向的新问题,在其飞行控制系...     

基于多缝放气自适应流动控制的超声速进气道数值研究

针对一种超声速混压式二元进气道,设计了多缝放气自适应流动控制方案,采用数值方法分别对有放气措施和无放气措施的进气道特性进行仿真对比分析,获得了放气对进气道自起动能力、临界性能及阻力特性的影响规律。结果表明:在进气道内收缩段开设系列放气缝,可以在保证进气道自起动能力的情况下大幅提升其临界性能,同时该种流动控制措施可通过唇口斜激波及其反射激波的移动实现放气量的自适应调节。对比分析发现,所设计的多缝放气流动控制方案,在设计状态下进气道的抗反压能力和总压恢复系数较无放气措施方案分别提高12.15%和7.11%,流量损失和阻力增加仅为0.71%和2.7%;巡航状态下,阻力增幅进一步减小,仅为1%。      

离心通风器通风阻力的影响因素

为分析航空发动机离心通风器通风阻力的影响因素,应用计算流体动力学(CFD)和雷诺应力模型(RSM)对离心通风器内流场进行数值计算.比较相同工况下通风阻力的计算与试验值,保证模型的适用性.通过计算得到不同工况和结构的足够拟合数量的离心通风器阻力值,对数据进行二元二次空间趋势面回归分析.结果表明:流量和转速的增加都带来更大的通风阻力;通风孔偏心设计与减小辐板顶圆半径可以减小通风阻力,通风孔偏心设计存在最佳偏心距约为7.5mm.