双旋流进气装置结构变量对冷态流场影响的试验研究

试验研究了主、径向涡流器旋流数、面积比、套筒扩张角等参数对双旋流进气装置冷态流场的影响。发现套筒扩张角对流场影响较大,尤其对切向速度的影响更大,是影响流场的关键因素,而主、径向涡流器旋流数比通常对流场影响不明显,主、径向涡流器流通面积比对流场影响较为复杂,在流通面积比接近时,尤其是旋流数也接近时,流场表现较为异常。     

工艺参数对频率选择表面传输特性试验研究

制造加工曲面频率选择表面FSS(Frequency Selective Surface)的工艺参数不同会产生FSS中心谐振频率漂移以及传输系数降低.以有限大平板FSS试件为基础,利用矢量网络分析仪PNA 8363B组成的测试系统,研究了在相同条件下加工工艺、FSS附加导电层以及FSS表面电阻率对有限大平板FSS传输性能的影响规律.结果表明,不同加工方法使得平板FSS的中心谐振频率产生漂移,该差异可能是FSS单元边缘毛刺影响的结果,该影响对FSS在各种入射角条件下的传输损耗等性能也略有影响;导电层表面电阻率对FSS的传输系数有较大影响,方块电阻越大传输系数越低,且FSS中心谐振频率也有差异;附加导电层对FSS传输特性的影响不大.      

多斜孔板气膜冷却性能试验研究

针对8种不同孔板结构的多斜孔板,应用传质/传热相似方法,进行了流量系数和冷却效果的试验研究。结果表明,BRF15449型孔板的冷却性能最好;气膜分布显著受非均匀主流条件影响;必须在航空发动机环境下进行测量,才能得到可靠的性能数据。     

气量分配对双级轴向旋流器性能影响的试验研究

为研究一、二级气量分配对双级轴向旋流器流量特性及出口流场的影响,对不同气量分配的双级轴向旋流器开展了流量特性试验和PIV试验研究,获得了气量分配对旋流器流量、流量系数和出口流场的影响规律。试验结果表明:相同空气压差下,随着节流面积的增大,一级流量系数减小,二级流量系数变化不显著。一、二级面积比小于0.75时,一级流量系数大于二级流量系数;面积比大于0.75时,二级流量系数大于一级流量系数。随着一、二级气量比的增大,旋流器出口下游回流区速度降低,回流区外侧扩张锥面轴向速度和径向速度均降低,中心回流区变小。中心线轴向速度随气量比的增大先增后减。     

面向驱动格尼襟翼应用的压电悬臂梁位移分析

为了设计格尼襟翼的驱动机构,本文对压电悬臂梁自由端的位移及其影响参数进行了研究。采用EulerBernoulli悬臂梁模型给出了压电悬臂梁自由端的位移表达式,并采用有限元法研究了压电悬臂梁的基体厚度和压电片的布置位置等参数对悬臂梁自由端位移的影响。通过两种方法分析了压电悬臂梁自由端的位移变形,研究结果表明,通过解析法和有限元法分别计算得出的压电悬臂梁自由端的位移最大误差不超过3.6%。在其他条件一定的情况下,减小基体厚度、将压电片布置于悬臂梁根部以及选择合适的压电材料能够使自由端获得相对较大的位移。由于压电悬臂梁的位移不能满足格尼襟翼的驱动要求,需采用放大机构进一步放大自由端位移。     

基于STK的卫星视景仿真软件的设计与实现

基于STK和STK/Connect模块构建了卫星实时仿真系统框架。以VC＋＋6.0为平台开发了卫星实时视景仿真软件,并详细给出了VC和STK集成、仿真数据的发送解析、仿真时间同步等关键技术的实现步骤。该软件利用UDP/IP协议接收数值仿真机广播的卫星仿真数据并进行解析,通过STK/Connect模块发送指令,实时驱动STK进行二维和三维视景渲染,实现了卫星在轨运行状态的实时视景显示。     

污染空气对乙烯燃料超声速燃烧影响的试验

为了评估污染组分对乙烯燃料超声速燃烧性能的影响,利用西北工业大学电阻加热直连式超声速燃烧室试验平台,模拟飞行Ma=4条件下的燃烧室进口条件(总压pt=760kPa,总温Tt=800K,Ma=2),开展了来流分别为纯净空气和污染空气的乙烯燃料超声速燃烧对比试验。完成了当量油气比ER=0.57,来流分别为纯净空气和污染空气(CO2摩尔浓度分别为3%,7.5%,H2O摩尔浓度为7.5%)条件下的对比试验。试验匹配了纯净空气来流与污染空气来流燃烧室进口总压、总温、氧气摩尔浓度(21%)、Ma数与当量油气比。给出了燃烧室壁面压力分布对比试验结果与分析。     

直升机气动干扰实验研究

本文介绍了一个模型直升机气动干扰实验研究的概况,给出了有和没有旋翼时平尾法向力时均值的比较。旋翼拉力系数对平尾法向力时均值的影响,平尾法向力的时间历程等。通过平尾法向力计算结果与实验结果的比较,说明在低风速时的平尾法向力计算中考虑旋翼下洗对动压的影响是重要的。     

后退式微型后缘装置对机翼增升和流动特性影响的实验研究

实验测量了加装"后退式微型后缘装置"的NACA23012机翼在低雷诺数下的升/阻力、力矩和翼尖涡速度分布,并根据实验测量结果研究了该装置对机翼气动特性和翼尖涡结构的影响。实验升/阻力由六分量风洞天平测量,翼尖涡速度分布用七孔探针扫描获得,自由来流速度为15m/s,以弦长为特征长度的雷诺数为1×105。结果表明:与NACA23012原型相比,加装"后退式Mini-TED"后机翼升力显著增加,失速攻角减小;而使机翼阻力比原型翼在小攻角时略有增加,但在大攻角时有更明显的增长;在中高升力系数的情况下,机翼升阻比明显大于原型机翼;Mini-TED使得气动中心后移,相比于原型翼,机翼低头力矩以较为平稳的趋势增加,使机翼在中等攻角和大攻角情况下的俯仰稳定性得到提高;翼尖涡测量结果显示,后退式Mini-TED机翼在相同的正攻角下具有更大的上下翼面压力差,诱导出更强的翼尖涡和下洗运动,从而使得诱导阻力增加,总阻力也随之增加。