周期性供油气助雾化直喷喷嘴雾化特性试验

对一种典型的周期性供油气助雾化直喷喷嘴的雾化特性进行试验研究,分析总结了喷油脉宽、间隔时间、喷气脉宽以及空气压力对雾化性能的影响规律.试验中使用RP-3航空煤油作用工质,使用压缩空气作为介质;用激光粒度分析仪对油雾场进行测量并进行处理分析;喷油脉宽与喷气脉宽变化范围为2～8ms,间隔时间为-2～5ms,空气压力为0.1～0.65MPa.研究结果表明:随着气油比的增加,索太尔平均直径减小,均匀程度增加,雾化性能提高;增加空气压力,可以使空气密度增加,加大空气与燃油的气动作用力,有利于雾化性能的提高;增加间隔时间也可使雾化性能有小幅度的提升;在较大的平均粒径下,更加分散的粒径分布仍然可以具有较大的均匀度分布指数.对试验数据进行分析,在较高空气压力下,得到了该周期性供油气助雾化直喷喷嘴的平均粒径的经验计算模型.      

空间用薄膜电加热器设计及热均匀性测试

针对空间飞行器用薄膜电加热器的实际需求,设计了不同的布线形式,并分别对其进行了数值求解和参数化绘图。使用红外热像仪对所生产电加热器样品的温度场进行了测试,结果表明电加热器温度场在单条水平线内的方均根差在2.79%以内,热均匀性较好,方程求解和绘图设计合理。此方法可应用于薄膜电加热器快速布线设计,电加热器热均匀性能够满足较高的加热控制需求。     

可高低变温润滑油流量标准装置不确定度评定

润滑油流量标准装置属于新建装置,具有可高低变温、大流量、宽量程的特点,变温范围为（-35～150）℃。对装置基本原理进行了简要介绍,并列出主要性能特点,制定了检定要求和方法。通过实际测试及对测试结果的分析合成,确定了装置不确定度。检定结果表明,此装置不确定度完全达到设计要求。     

圆柱形红外加热笼优化设计研究

真空热试验中,圆柱形卫星通常选用圆柱形的红外加热笼作为外热流模拟装置。文章对卫星表面采用圆柱形红外笼进行热流模拟时的到达热流进行仿真计算,分别选用不同的红外笼覆盖系数、红外笼与卫星表面的距离以及红外笼边缘区域大小等参数进行分析,得到了对圆柱形红外笼优化设计的方法以提高卫星表面的热流模拟均匀性,可以用于指导圆柱形卫星进行真空热试验时的工装设计。     

基于遗传算法与近似模型的全局气动优化方法

开发了基于精英保留策略与小生境技术的求解有约束优化问题的改进遗传算法,并用一多峰值有约束函数对其寻优能力进行了测试。为了降低气动优化设计时间,提出了集成实验设计、三维粘性流场求解程序、二次多项式近似模型、改进遗传算法的具有全局寻优能力的三维气动优化设计体系。采用该方法对NASA Rotor37动叶片叶型进行了以绝热效率最大为目标的优化设计,优化后叶片绝热效率提高1.1%。该结果表明了本优化设计体系省时、高效的特点。     

超燃冲压发动机内流性能的一维评估

在准一维Eu ler方程的基础上,通过增加反映面积变化、摩擦、添质和化学反应放热的源项,发展了超燃冲压发动机推进流道计算的一维软件,可以在很短的时间内提供发动机的推力和摩擦力,同时给出发动机参数沿轴向的变化和出口值。通过日本国家航空与航天实验室(NAL)的双模态模型氢反应流场计算验证了软件的可靠性后,针对煤油发动机,分析了隔离段和燃烧室扩张角、燃料喷射位置与方式、化学反应放热项的两种不同求解方法、隔离段高度对燃烧室性能的影响,为飞行器设计配备了能稳定激波且性能较好的发动机构型。     

合成射流控制主流矢量的发展过程

合成射流激励器射流矢量控制具有对吸气式发动机进气道出流和发动机喷管流动进行矢量控制的潜力。通过对四种不同出口构型合成射流激励器控制主流矢量偏转的数值模拟和分析,对合成射流控制主流矢量的发展过程进行了研究。结果表明:合成射流控制主流矢量的发展过程可分为三个不同阶段,第一阶段,在主流通道内,激励器工作引起的主流通道压强梯度形成的侧向力致偏主流,在出口处主流矢量偏转Ⅰ;第二阶段,在主流出口附近,合成射流对主流的卷吸作用和引射作用,致偏主流Ⅱ;第三阶段,在出口下游,合成射流与主流自由剪切层发生相互耦合作用,致偏Ⅲ。因此,主射流最终偏转角度是其在经历三个不同阶段时受到的合成射流致偏作用之和,即=Ⅰ+Ⅱ+Ⅲ。     

大尺度空气舵超声速烧蚀热结构试验

针对全尺寸大尺度空气舵热环境参数,对地面试验的流场参数进行了计算,设计了测试探头,进行了流场校测。将校测结果与计算结果进行了比较分析,结果表明二者吻合较好,最大偏差在30%以内。校测后的流场已成功应用于试验。     

纤维预制体(织物)中反应性流体的流动行为

文摘反应性流体在纤维预制体(织物)中的流动行为对于优化工艺参数和模具设计、控制制品质量等具有重要意义。本文简述了RTM工艺的流体流动特点,介绍了RTM工艺过程中流体流动研究的理论基础,综述了RTM工艺中反应性流体流动的发展现状,并展望了其发展趋势。     

Gurney flap—Lift enhancement,mechanisms and applications

Since its invention by a race car driver Dan Gurney in 1960s, the Gurney flap has been used to enhance the aerodynamics performance of subsonic and supercritical airfoils, high-lift devices and delta wings. In order to take stock of recent research and development of Gurney flap, we have carried out a review of the characteristics and mechanisms of lift enhancement by the Gurney flap and its applications. Optimum design of the Gurney flap is also summarized in this paper. For the Gurney flap to be effective, it should be mounted at the trailing edge perpendicular to the chord line of airfoil or wing. The flap height must be of the order of local boundary layer thickness. For subsonic airfoils, an additional Gurney flap increases the pressure on the upstream surface of the Gurney flap, which increases the total pressure of the lower surface. At the same time, a long wake downstream of the flap containing a pair of counter-rotating vortices can delay or eliminate the flow separation near the trailing edge on the upper surface. Correspondingly, the total suction on the airfoil is increased. For supercritical airfoils, the lift enhancement of the Gurney flap mainly comes from its ability to shift the shock on the upper surface in the downstream. Applications of the Gurney flap to modern aircraft design are also discussed in this review.