旋转系下的实时压力测量方法研究

航空发动机旋转盘表面的压力测量需要压力传感器与旋转盘一同旋转,因此压力传感器在感受测点压力的同时,其感压膜片还将受到旋转离心力的影响。为了能使压力传感器能反应真实被测点的压力值,在旋转设备上的压力传感器的实时标定技术成为解决这一问题的关键。本文利用空气柱在离心力场中的理论压差给出了旋转状态下的标准压力,进而对传感器进行了实时标定。      

某型飞机进气道与发动机地面匹配实验研究

通过某型飞机进气道与某型涡喷发动机匹配的地面台架试验,用40点总压和20支周向安装的三孔针组成的测量环获得了进气道出口截面总压的分布和周向气流速度分布。计算了稳态压力周向与径向畸变,获得了它们随发动机进气流量的变化规律。发现了进气道出口的旋流与对涡,并对其形成的原因做了初步分析。测量了发动机主要性能参数如推力、排气温度等在安装飞机进气道后的变化,并分析了引起变化的原因。      

前体非对称涡Re效应初探及其风洞模拟技术

对不同长细比(11和6.15)的细长旋成体模型在低速风洞中完成了亚临界和 临界雷诺数(Re)的测压实验研究.结果表明,只要后体尾部截断至离二涡区足够远,就不会影响由前体二涡主控的多涡系结构,并且头部扰动与非对称涡响应之间的相关关系也保持不变,这为在常规低速风洞中通过增大旋成体直径、减小长细比来扩大Re实验范围提供了实验依据.基于此技术,临界Re下低速实验结果表明细长旋成体在层流和转捩分离区的截面压力分布有明显的区别,导致在临界Re内的侧向力较亚临界显著减小,而且头部扰动对背涡流动的主控作用明显减弱,单孔位微吹气扰动主动控制技术不再适用.      

鸭翼展向吹气涡控技术增升特性研究

利用低速风洞测力实验,对一个机翼前缘后掠角为40°的近距耦合鸭式布局简化模型,系统研究了不同鸭翼前缘后掠角和鸭翼展向吹气量对该布局增升量值的影响,给出了不同迎角下升力系数和增升量值随鸭翼前缘后掠角和鸭翼展向吹气动量系数的变化曲线.结果表明:在一定迎角范围内(16°~50°),对于不吹气情况,鸭翼前缘后掠角越大,布局的增升量越大,说明鸭翼作为涡控制部件是合适的;当对鸭翼进行展向吹气时,吹气动量系数越大,布局的增升量也越大,说明利用鸭翼展向吹气技术达到间接控制机翼涡,延迟机翼涡的破裂,增加机翼的升力是完全可行的.     

大气吸气模式激光推进的实验研究

激光推进是一种新概念推进技术,在未来航天事业中将有重要的应用前景。利用高重复频率高功率TEA-CO₂脉冲激光器进行了抛物形飞行器的水平和垂直激光推进实验,实现了大气模式的激光垂直推进,飞行高度超过了1m。实验测定了多种工作状况下光脉冲能量转变为飞行器动量的推进效能,测得的光能－冲量耦合系数C_m达到27.7dyne·s/J,与国外文献报道相当。     

用子波系数概率密度函数研究湍流多尺度结构的间歇性

用热线风速仪在充分发展平板湍流边界层中测量流向速度信号的时间序列并进行湍流多尺度结构统计特性的实验研究。用热线风速仪以高于对应最小湍流时间尺度的分辨率精细测量风洞中平板湍流边界层不同法向位置的流向速度分量的时间序列信号,用子波分析对湍流脉动速度信号进行多尺度分解,将推广的自相似性(ESS)应用于子波分析。用子波系数的概率密度函数验证了多尺度相干结构对间歇性的影响,并证明与距壁面距离有关。对比研究了提取湍流边界层多尺度相干结构前后湍流多尺度结构函数间歇性的变化规律及概率密度函数的变化规律,验证了多尺度相干结构是湍流边界层产生奇异标度律的原因。当这些相干结构被分离出后,由子波系数计算的ESS标度律就回到K olm ogorov线性标度律,这一现象在整个湍流边界层都是很明显的。      

静压空气轴承偏载时的承载分析

采用数值计算的方法计算了静压空气轴承偏载时的承载能力、载荷分布和气膜压力分布,并分析了轴承参数对承载偏载情况的影响。     

台风“凡亚比”作用下超高层建筑风压特性的现场实测与风洞试验对比研究

为研究台风作用下我国沿海地区超高层建筑表面的风压特性,于2010年在台风"凡亚比"登陆前后对厦门沿海某超高层建筑的风场和建筑表面风压状况进行了同步监测,并开展了建筑模型风洞试验,获得了超高层建筑表面的实测瞬时风压、平均风压、平均风压系数和脉动风压系数的相关特性和分布规律。现场实测与风洞试验的对比研究表明:现场实测和风洞试验所揭示出的超高层建筑表面风压特性及其随风向角的变化规律基本一致;迎风面平均风压系数的现场实测值明显大于风洞试验结果,而背风面和侧风面平均风压系数的现场实测值与风洞试验结果相差较小。     

SSG模型在压缩拐角激波/湍流边界层干扰模拟中的应用

采用非线性方案模化雷诺应力再分配项的二阶矩雷诺应力输运模型——SSG模型和两方程线性涡粘模型SST模型,对24°高雷诺数二维压缩拐角激波/湍流边界层相互干扰流动进行数值模拟。通过在壁面压力分布、壁面摩擦阻力系数分布、截面速度分布及分离区大小等方面与实验数据比较,综合评估了上述两种模型模拟该问题的能力。结果表明:两种湍流模型在上述各方面都取得了与实验较为一致的结果,但相比较而言,除SST模型在流动再附后对壁面摩擦阻力系数分布的模拟更接近实验值外,SSG模型结果在上述其他方面均更接近实验值。本文工作为压缩拐角激波/湍流边界层干扰这类流动数值模拟的湍流模型选择提供了参考。     

航空发动机压力畸变试验安全操作措施

基于发动机压力畸变试验的重要性及高风险性,详细介绍了发动机移动插板压力畸变试验安全操作方案。为保障试验安全,制定了详细的控制措施,及需注意的安全监视参数和危机应急措施。发动机压力畸变试验结果表明,发动机压力畸变试验失稳时刻最明显的表现形式为尾喷口喷火,同时脉动压力剧烈波动;该安全操作措施有效、合理,能确保发动机移动插板压力畸变试验安全。