蒸发循环吸气压力低故障分析研究

某型飞机蒸发循环制冷组件因报吸气压力低故障停机,多次重启仍报吸气压力低,无法正常工作.对蒸发循环制冷装置的系统原理图进行研究,逐层分析故障树,从理论上对故障的发生机理进行分析并最终定位和排除,可为液冷系统蒸发循环制冷装置故障的排除提供参考.     

合成射流激励器增强同向燃气-氧气掺混数值模拟及机理研究

建立了将合成射流激励器腔体、出口喉道及外部受控流场作为单连域计算处理的全流场计算模型(X L模型)。基于此计算模型,对合成射流激励器增强同向燃气 氧气掺混的流场进行了数值仿真和机理研究。研究表明,应用合成射流激励器可以显著增强同向燃气/氧气的掺混,其主要控制机理是合成射流激励器对同向燃气/氧气流起到流动方向控制作用,使两侧两股氧气平行射流向内发生偏转,从而大大缩短了每股射流的核心区长度;同时,激励器工作改变和加强了射流出口附近的涡结构,通过涡结构的强对流作用极大地增强了燃气/氧气平行射流在出口附近的混合。     

吸附式亚声速压气机叶栅气动性能实验及分析

以亚声速平面叶栅风洞为实验平台,在不同来流马赫数、攻角和吸气量状态下,测试吸附式压气机叶栅吸力面、压力面表面压力分布和叶栅尾缘等参数.结果表明,附面层吸除能促进附面层减薄,减少分离损失,有助于降低叶栅总压损失,提高气流折转能力,改善叶栅气动性能.合适吸气槽位置和吸气量的选择,有利于叶栅内部流动更趋合理.      

CTPB基燃气发生剂力学性能提升浅析

为提升CTPB(端羧基液体聚丁二烯)基燃气发生剂力学性能水平,分析了CTPB基燃气发生剂力学性能的特点,针对其力学性能存在的问题,分别从粘合剂网络结构、固体填料形态及两相界面性能三方面,对提升CTPB基燃气发生剂力学性能进行了分析,重点介绍了CTPB预聚物性能及粘合剂固化体系对力学性能的影响.分析认为,采用活性聚合方法...     

二醇类扩链剂对丁羟推进剂力学性能的影响

采用单向拉伸等方法研究了二醇类扩链剂对丁羟推进剂力学性能的影响，结果表明扩链剂改善推进剂的力学性能效果明显，经分析认为微相分离是扩链剂影响推进剂低温力学的一个主要因素。     

吸气式空空导弹FADS系统标定研究

针对自主研发的吸气式空空导弹FADS系统,利用FD-12风洞对其进行了标定研究。分析了风洞标定试验的技术特点,提出一种采用变支杆长度方法避开风洞试验台阶波的标定方案,包括支杆设计、模型加工、安装以及测压管路气密性检测等,在风洞中完成标定试验。试验结果表明:在Ma2.0~3.5范围内,FADS系统的测量误差精度全部达到设计目标,其中静压误差≤490Pa（≤3%）、马赫数误差≤0.1、迎角和侧滑角误差≤0.5°;与首次标定相比,各来流参数测量误差均减小,特别是Ma2状态下,静压最大相对误差由11.5%降低到3.0 %,马赫数最大误差由0.15下降到0.10,迎角最大误差由2.5°降低到0.5°,侧滑角最大误差由1.2°降低到0.5°。研究结果可为FADS系统设计提供技术参考。     

毛细流动聚焦的实验方法及过程控制

作为一种基于毛细流动制备微纳尺度液滴的技术,毛细流动聚焦（Capillary flow focusing）在工程领域具有重要应用。回顾了基于吹气式和吸气式核心装置的毛细流动聚焦实验方法,展示了完整的测试平台,介绍了施加外部激励控制流动聚焦射流破碎的实验方法。同时,给出了同轴界面的拍摄方法,可获得清晰的内外层流体界面图像。在对流体锥形收缩阶段的研究中,探讨了几何参数与流动控制参数对流体锥形的形态与稳定性的影响。在稳定锥形下,研究了流动控制参数对液体射流直径、扰动波长及复合射流界面耦合的影响,并基于光的折射定律,对复合射流外层界面透镜效应所导致的内界面失真进行了修正。在对激励作用下射流破碎的研究中,考察了射流长度随振幅的变化,建立了尺度率关系,探讨了频率对生成液滴的单分散性及粒径的影响规律,为在实际应用中可控制备单分散性微液滴提供了理论与技术支持。     

三角翼大攻角分离流开缝吸气效应研究

分别采用数值方法和实验方法研究了大后掠角三角翼大攻角条件下,背风面开缝吸气对流场结构和气动力特性所造成的影响。数值模拟采用 Ｈａｒｔｅｎ Ｙｅｅ 的二阶精度隐式 Ｔ Ｖ Ｄ 格式和 Ｎ-Ｓ方程;实验采用激光蒸汽屏流场显示和应变天平测力技术。通过在三角翼背风面开缝吸气,抽掉低能气流,实现增升的效果不理想,同二维吸气涡控制增升效果相差很远,这主要是由于二维同三维分离产生机理上的差异所造成的。     

喷流落压比对高超飞行器尾喷管内外流干扰的实验

为了研究吸气式高超声速飞行器尾喷流对飞行器尾部区域气动性能的影响,在中国空气动力研究与发展中心05m高超声速风洞中,在来流马赫数为50和60条件下,开展了不同落压比条件下的尾喷流干扰测压实验研究,同时采用高清纹影观测了喷流干扰区域的流场结构。实验结果表明:不同喷流落压比时,飞行器尾部区域表面压力分布差别明显,高落压比时喷流干扰作用的区域更大,压强数值更高。纹影也显示高落压比时交叉干扰激波更强、剪切层扩张更明显。喷流干扰区域已影响到了飞行器水平翼区域的压力分布,将会对飞行器操纵特性产生影响。