0.6m风洞自适应壁试验段研制

介绍了 0 .6m× 0 .6m自适应壁试验段的总体结构布局、测控处系统 ,研制中解决的主要技术难点问题和达到的主要技术指标。该试验段流场校测和利用DLR -GO¨TTINGEN一步迭代控制算法调整柔壁外形 ,获得模型阻塞度分别为 1 %和 2 8%两个标模试验结果。结果表明 :0 .6m× 0 .6m自适应壁试验段研制是成功的 ,流场品质优异 ,已基本具备了在M≤0 9、- 4°≤a≤ 1 0°范围内 进行全模型纵向测力试验并获得近于无干扰数据的能力。     

亚声速大迎角模型试验洞壁干扰修正方法研究

通过测量洞壁附近的压力分布来模拟透气壁试验段的洞壁边界条件，采用数值求解Euler方程的方法模拟模型在风洞中的绕流场，然后将洞壁边界条件用远场边界条件替换，用同样方法计算出模型在自由流中的绕流场，从而计算出洞壁干扰对模型的绕流场和气动力的影响。针对大迎角模型的洞壁干扰问题的特殊性，采用重叠网格技术，对飞机大迎角标模和SB-03模型进行了亚声速大迎角的洞壁干扰计算与修正。     

从摄动理论看洞壁干扰的总体型修正

利用Ｄ．Ｎｉｘｏｎ跨声速摄动理论对目前奉行的洞壁干扰总体型修正提出了质疑；讨论了结果从理论上进一步支持了洞壁干扰的当地型修正战略。     

大直径薄壁燃烧室壳体热处理变形研究

对30CrMnSiA钢大直径薄壁燃烧室壳体热处理变形规律进行了研究。结果表明：燃烧室壳体的直径和长度变化主要受热应力和组织应力影响，且组织应力的作用大于热应力，导致热处理后直径缩小，长度在一定范围变化。燃烧室壳体椭圆度及母线直线度主要受吊装方式、壳体焊接质量、油冷时壳体入油速度等工艺方法影响，采取专用工装，可以校正燃烧室壳体椭圆度及母线直线度。     

非定常风洞洞壁干扰研究

在1m口径圆形截面低速风洞中用一组大小不同外形相似的前缘后掠角为70°的三角翼模型,测量了模型作俯仰运动时的上表面的动态压力分布,研究了洞壁对模型表面动态压力分布的影响.在3m×2.5m矩形截面低速风洞中,用另一组外形相似的前缘后掠角为70°的三角翼模型进行非定常测力试验,并测定了洞壁上有限测压点的动态压力,研究了模型大小对非定常壁压的影响和洞壁对模型非定常法向力系数的影响,并用混合法对大模型的非定常法向力进行了洞壁干扰修正,大模型的法向力系数修正结果与小模型的法向力系数基本一致.     

有间隙涡轮叶栅壁面流谱实验与数值模拟研究

对具有 3 .6 %相对叶顶间隙的涡轮叶栅进行了壁面流动显示和三维流场数值模拟 ,分析了大叶顶间隙涡轮叶栅的壁面流动特点 ,从数值模拟上特别对尾缘附近的壁面流动结构进行了详细讨论。实验与计算结果表明叶栅尾缘附近的流动是非常复杂的 ,同时由于叶顶间隙的存在 ,上下尾缘附近的壁面流谱明显不同     

TRANSONIC WALL IN TERFERENCE CORRECTIONS FOR CIVIL AIRCRAFT MODEL TESTS

ＴＲＡＮＳＯＮＩＣＷＡＬＬＩＮＴＥＲＦＥＲＥＮＣＥＣＯＲＲＥＣＴＩＯＮＳＦＯＲＣＩＶＩＬＡＩＲＣＲＡＦＴＭＯＤＥＬＴＥＳＴＳＦａｎＺｈａｏｌｉｎ；ＣｕｉＮａｉｍｉｎｇ；ＹｕｎＱｉｌｉｎ；ＹｉｎＬｕｐｉｎ（ＣｈｉｎａＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓＲｅｓｅａｒ...     

高熔点金属电弧熔射成形

以3Cr13高熔点合金进行电弧熔射实验,总结了电弧熔射成形的工艺过程,解决了存在的技术难题;分析了熔射成形件的微观组织以及熔射层表面粗糙度的影响因素,提出了改善熔射层质量的途径和措施。     

火箭发动机用薄壁合金管涡流特性分析

为了保证火箭发动机用薄壁合金管的可靠性，通过涡流检测参数的编程计算，具体分析了材料的主要涡流特性，制定了正确的火箭发动机用薄壁合金管检测方法。结果表明，此分析方法具有一定的工程应用价值。     

聚合物淬火介质CH-202M在钢铁零件淬火上的基础研究

 聚合物淬火介质冷却金属时于金属表面形成一层聚合物隔离膜,45钢和40Cr钢在不同浓度介质中淬火,可得到比水淬、油淬更大的淬透深度和更小的淬火变形,并可防止淬火开裂。淬火后的组织正常,机械性能符合要求。故表明,此种介质用于钢铁零件淬火非常有效。本文还对使用中的一些管理问题进行了阐明。