平直地面对一类圆极化波的等效反射系数

本文研究了入射波电场为任意线极化时,平直地面反射波中左旋圆极化分量和右旋圆极化分量的数学描述,引入了地面对这类波的等效反射系数的概念,并给予了物理解释,讨论了应用的有关问题。     

大型弹体发射速度测量方法的研究

大弹体的发射速度是各种弹体飞行控制中的重要参数。由于弹体尺寸大、发射时间短等原因，因而对发射速度的快速实时测量难于保证精度。本文提出一种“双测头光电反射式速度测量系统”，它采用“双路平衡式光电传感系统”接收信号，可实现各种大型物体（如导弹、火箭）的发射速度测试，在0－50m/s内，其相对误差小于1％，且安装调工方便，方法具有实用价值。     

一种新颖的光回波损耗测量方法

介绍了一种新颖的光回波损耗测量方法.使用该方法测量光纤器件的回波损耗不但具有小的测量不确定度,而且有效地解决了光回波损耗参数的量值溯源问题.     

平面运动激波在定常超音速劈表面马赫反射的研究

本文介绍了在电控双驱动激波风洞中进行的平面运动激波在有定常超音速绕流的尖劈表面马赫反射的实验。这种反射现象属于准定常的,在实验中观察到了四种反射(RR,SMR,CMR和DMR)。本文还计算了三波点Τ的迹线及弯折点Κ的迹线分别和劈面的夹角χ和χ',以及各种反射相互转变的边界。发现运动激波波前定常超音速气流马赫数Μ_0会影响χ和χ'角,使(θ_ω+χ,Μ_s)平面上各种反射的转变边界发生变化,但不影响(θ_w,Μ_s)平面上的各条转变边界线。     

“蚌式”进气道附面层扫除特性风洞试验

以某低、高速风洞为平台,设计搭建了“蚌式”进气道附面层扫除特性测量试验系统,进行了不同流量系数和来流马赫数下进气道鼓包表面附面层扫除特性的风洞试验,通过对试验数据的整理、计算和对比分析同型号的飞行试验结果,研究了“蚌式”进气道鼓包表面附面层扫除特性。研究结果表明:在相同的来流马赫数下,随着流量系数的增大,鼓包表面附面层的扫除能力逐渐减弱;在亚声速工况的绝大多数流量范围内,鼓包表面压力系数沿鼓包中心线对称分布、压力梯度变化明显,且在不同截面沿主流方向具有增大的特征,鼓包构型对附面层扫除效果较强;超声速工况下具有明显附面层扫除能力的流量范围明显小于亚声速工况,进气道唇口形成的弓形激波是影响鼓包表面不同位置压力梯度变化的主要因素,进而决定着附面层扫除特性。在接近来流马赫数18及以上飞行工况下,附面层的扫除能力减弱,附面层分离加强,进而会造成较大的进气压力损失和畸变。     

超临界航空煤油喷射到大气环境的喷射特性

用纹影系统对超临界RP-3航空煤油喷射到大气环境中的喷射特性进行了试验研究.在纹影照片中可以看出喷嘴出口下游产生了桶形激波、马赫盘和斜激波,射流近场结构与高度欠膨胀空气射流非常相似.测试结果表明马赫盘的位置随着对比压力的增大而增大,对比温度对马赫盘位置的影响不大;马赫盘的直径随着对比温度的升高而减小,随着对比压力的增大而增大;射流的喷射长度随着对比压力的增大而增大,随着对比温度的升高而减小.      

某高超飞行器流道冷流特征及气动力特性研究

对一种类似于X-43A的吸气式高超声速一体化构形全流道开展了风洞实验和数值模拟研究,分析了不同来流总压、飞行攻角以来流Ma数下全流道的流场结构和气动力特性.研究结果表明:(1)飞行攻角对全流道的流动结构和升力系数有着显著影响,但阻力系数的影响并不明显;(2) 研究范围内来流马赫数的变化对全流道的流动结构和全机气动力特性有着一定影响;(3) 前体横截面上存在显著的展向压强梯度,使得经过预压缩的气流偏离了进气道进口,但同时也减少了进入内通道的边界层气流,提高了进口流场的品质.     

马赫数可控的方转圆高超声速内收缩进气道试验研究

基于反正切马赫数分布的弥散反射激波中心体轴对称基准流场,设计了方转圆内收缩进气道,并对其进行自由射流试验和数值仿真,获得该类进气道设计点的工作特性。试验结果表明：进气道顶板压力分布具有反正切曲线特征,总体性能优良且出口涡流区较小,上述设计方法可行有效。设计点时出口总压恢复系数达到0.561,增压比为26.2,临界反压约为135倍来流静压,对应的总压恢复系数为0.210。当带4°攻角时,进气道出口增压比增加49.6%的同时总压恢复系数降低了17.5%。     

低马赫数下多凹腔燃烧室非稳态燃烧过程

作为稳定火焰的有效手段之一,凹腔构型在冲压发动机燃烧室研究中占有重要地位。在对以煤油为燃料的多凹腔燃烧室冷/热态流动特性分析的基础上,重点研究低进口马赫数条件下燃烧室点火起动初期非稳态过程。结果表明：上游凹腔内大涡结构有助于提高燃料的驻留时间,未燃混气被高速主流带入下游凹腔内继续反应,进一步提高燃烧效率;燃油喷射速度决定被卷吸进回流区的燃油质量分数的大小,进而影响燃烧效率高低;燃烧室点火起动初期出现了主流熄火、火焰逆流传播以及主流再着火等复杂现象,火焰逆流传播现象是在上游凹腔内燃料自燃与下游燃烧释热压缩来流两种机制共同作用下完成的。     

Design and implementation of rigid-flexible coupling for a half-flexible single jack nozzle

The aerodynamic design of a rigid-flexible coupling profile is the decisive factor for the flow-field quality of a supersonic free jet wind tunnel nozzle, and its mechanic dynamic features are the key for engineering implementation of continuous Mach number regulations. To fulfill the requirements of a free jet inlet/engine compatibility test within a wide simulation envelop, both uni-form flow-fields of continuous acceleration and deceleration are necessary. In this paper, the aero-dynamic design methods of an expansion wall and machinery implementation plan for the half-flexible single jack nozzle were researched. The profile control in nozzle flexible plate design was studied with a rigid-flexible coupling method. Design and calculations were performed with the help of numerical simulation. The technique of axial free stretching of the flexible plate was used to improve the matching performance between the designed elasticity profile and the theoretical one, and the rigid-flexible coupling structure was calibrated by wind tunnel tests. Results indicate that the flexible plate aerodynamic design method used here is effective and feasible. Via rigid-flexible coupling design, the flexible plate agrees with the rigid body very well, and continuous Mach number changes can be achieved during the tests. The nozzle’s exit flow-field uniformity meets the requirements of China Military Standard (GJB).