细长旋成体大迎角绕流中的头涡与卡门涡的脉动压力特性

在迎角很大时细长旋成体背部流场沿轴向通常有两个截然不同的区域,其中卡门涡脱落区域位于后体,而头涡区域靠近旋成体头部。为了寻求两者的区别与联系,在两个风洞中分别用两个细长体模型进行测压和流动显示实验,得到了沿旋成体轴向不同区域的压力脉动特征,即头涡的脉动幅度相对卡门涡较大,而频谱峰频率则较低,而且随着迎角的进一步增大,头涡区会完全消失。     

二维翼型非定常运动的涡流场显示--2俯仰运动和沉浮/俯仰联合运动

介绍了在水洞中进行的二维机翼纯俯仰运动和沉浮/俯仰联合运动时的流动显示实验.实验结果揭示了机翼做纯俯仰运动时尾迹涡街的特性以及与Strouhal数(Ste)的关系.在Ste=0.105附近,涡街排列成一条线;大于该值,为逆Karman涡街;小于该值,为正Karman涡街.机翼做沉浮/俯仰联合运动时,尾迹中总是出现逆Karman涡街.结合数值计算结果说明,机翼做沉浮/俯仰联合运动时,推力及最大有效迎角与沉浮和俯仰运动之间的相位差有关.并讨论了前缘涡与后缘涡相互作用对推力的影响.     

用锤击法测定燃气涡轮叶盘的模态参数

本文用锤击法测定防空导弹液压能源小型燃气涡轮叶盘的模态参数,文中叙述模态频率高达5～18kHz情况下试件中出现的问题和相应的措施,最后对试验结果作了分析,并给出受试叶盘的临界转速。     

旋流器内流场的研究

叙述了分别采用五孔探针、热线和激光三种流场测量方法测量旋流器模型内的流场分布情况,并得出基本一致的实验结果,从而为旋流发生器的设计提供理论依据。     

并列双圆球数值模拟

为了研究不同间距下并列双圆球的相互作用以及对尾涡和湍动能的影响,本文选取在L=2.0~4.0D之间的五个间距进行了数值模拟,计算均在Rep≈1000的条件下进行。结果表明:在流向上,双圆球彼此相互抑制其背风面流体的流向输运;在垂直流向的周向上,并列双圆球彼此增强背风面流体的周向输运。当圆球间距L≥3.0D时出现二次涡。湍动能的增量与圆球间距近似成二次方规律。     

涡轴发动机燃烧室头部流场试验研究

对涡轴发动机短环直流燃烧室进行了突扩区和火焰筒头部间流场试验研究。采用ＬＤＶ多谱勒激光测速仪测量了燃烧室头部的时均速度场和各测量点的紊流强度，并绘制了流谱。通过对七种不同结构方案扩压器进行试验，研究了几何参数和前置扩压器出口气动参数变化对突扩区和火焰筒头部间速度场以及各点紊流强度、旋涡位置与大小的影响。通过流场分析找出各参数对燃烧室性能影响的规律。本试验结果可为涡轴燃烧室的优化设计提供可靠的有应用价值的试验依据。     

一种全集成化的温补晶体振荡器

介绍了一种全集成化的温度补偿晶体振荡器 (以下简称温补晶振 )的原理及应用。它采用三次函数电压发生器得到温度补偿电压 ;采用软件的方法实现频率的自动调整。由于采用这种新的补偿方法 ,使得它便于集成化 ,因此它具有体积小、功耗低的优点。其输出信号的频率稳定性可在宽温范围 (- 30℃～ + 85℃ )下达到± 1× 10 - 6 。基于这些优点 ,这种集成温补晶振可在对体积和功耗要求严格的领域 ,尤其是在便携式设备中得到广泛的应用。     

冲压空气涡轮性能的局部改进升力线算法

将现代螺旋桨的改进升力线算法应用于空气涡轮性能计算，结合冲压空气涡轮结构特性对叶片模化作了局部改进，对一个冲压空气涡轮模型作了计算，与实验结果和改进升力线法的对比表明，局部改进后的叶片环量和诱导速度分布合理，计算精度和宽度有明显改善，与实验符合较好。     

亚音压气机平面叶栅内流动的声激励试验研究

针对非定常两代流型理论的验证展开了大量的试验研究工作.为了简化同时又能抓住问题的本质,试验研究首先从平面叶栅风洞上起步.在测得各个工况下叶栅后旋涡脱落特征频率的基础上,采用声激励的试验手段,系统研究了非定常扰动之间的相互作用.通过加激励前后总压损失的对比、流场特征参数频谱图的对比和具体气动参数的对比,证实了合理组织各个非定常扰动的相互作用可以提升叶栅的气动性能,说明了"非定常耦合流型"在叶轮机中存在的可能性.     

超声速X形鸭翼-弹身组合体涡迹发展

应用蒸汽屏方法研究超声速X形鸭翼-弹身组合体涡迹发展。观察了起源于鸭翼后缘的四个翼涡在横截面上形成的“蛙跃”和上反角二翼涡与弹身一对对称脱体涡形成的“混合式蛙跃”现象。在临近蛙跃距离时,有不稳定特性发生。文中还给出了细长体理论计算的涡迹路径跟实验数据比较,结果表明:如果各个旋涡的初始位置和相对强度适合,这种数学模型可计算导弹上的各个旋涡路径,二者存在的差别,可能是由于计算未能模拟涡面和涡量耗散的缘故。为了有助于理解导弹的气动特性,用少量的离散涡计算涡迹路径,作为工程估算是适宜的。