毛细管束中层流粘性振荡流强化传热的若干问题

本文是作者从事振荡管流换热研究的总结。研究结果表明:流体在管内作轴向振荡运动时,可以极大地强化轴向的传热。本文给出了计及管壁效应的振荡管流换热的精确解析解,公布了变Pr数的实验结果。在此基础上,讨论了影响振荡管流轴向换热的6个无因次参数的物理含义,并指出其中的某些无因次参数在物理本质上就是傅里叶数的倒数的平方根,这将有利于理解振荡管流换热这种非定常换热过程。由本文的精确解析解,经过简化,可以得到国内外已公布的近似解。实验数据和解析解预言的基本规律符合很好。     

冲压发动机突扩型燃烧室压力振荡问题(综述)

本文综述了近年来在控制冲压发动机突扩型燃烧室高振幅、低频压力振荡方面所取得的最新技术进展.介绍了用于抑制压力振荡的被动和主动控制技术.详细地讨论了燃烧室内声波动特性、剪切层流动不稳定性和热释放过程之间的相互作用以及对高振幅、低频压力振荡的影响,并根据当前在该领域的研究结果提出了几点建议.     

声激励下绕二维薄翼非定常位势流的理论分析

本文根据无粘流体的非定常热流理论，推导出声源在亚声速不可压缩流场中对机翼产生的非定常流体动力的精确解，讨论了典型翼段上单极子声源的位置对声致气动载荷的影响，并通过对声－涡耦合的分析，解释了限于弱扰动的声激励消除颤振的机理，为有源声控制技术应用于流致振动和涡流的控制提供了理论基础。     

基于耦合隐式方法的复杂外形绕流计算研究

飞机复杂外形的气动特性数值模拟在飞机型号研制中有重要的作用,也是数值模拟中比较复杂的问题。笔者采用基于Octree技术的方法生成非结构四面体网格,用耦合隐式离散方法进行有限体积离散,利用此方法对某型飞机带外挂和舵面偏转情况的气动特性进行了数值模拟,将计算结果与实验结果作了比较,收到较好效果。     

不同气膜冷却孔的流动和传热的实验比较研究

对流向倾角、锥顶角 (扇形角 )的扇形气膜冷却单孔射流下游的流动和传热进行了详细的实验研究 ,并与相同实验条件下圆孔射流的测量结果进行了比较。结果表明 ,扇形喷孔下游的速度边界层等值线具有两种基本的分布形态 ,即使在高吹风比 M =2 .0时 ,扇形喷孔射流的下游 ,也没有明显大于主流速度的射流区域出现 ,射流下方低速区域中的速度亏损也较圆孔小得多。同时 ,喷孔两侧边缘处在吹风比M 1.0时 ,沿流向形成了一对转向相反、强度较弱的纵向耦合涡。在相同的吹风比下 ,扇形喷孔出口面积的增大能够有效地降低耦合涡的强度和速度(V、W)分量 ,从而提高了气膜冷却效率 ,尤其是提高了喷孔两侧下游位置上的冷却效率     

头盔显示系统的飞行试验

头盔显示系统可以在能见度降低的情况下提高飞机飞行的安全性能。该系统是对早期头盔瞄准具和目标系统的改进和完善，目的是改善飞行员大视场传感器图像。加拿大全国科学委员会飞行研究试验室进行了一系列的试验，目的是测试头盔显示系统的设计参数及其技术性能，分析研究在能见度降低的情况下HMD的飞行情况。试验表明：操纵品质不仅受显示器图像的影响，还受摄像机平台等其他系统的影响。试验中还发现制约摄像机平台和约束视场对飞行员头部运动会产生一定的影响，而且滚转自由度摄像机平台可以提高直升机的操纵品质。     

零质量自耦合射流控制喷流矢量实验

以压电陶瓷振为激振源的自耦合射流激发器,在发射孔产生一系列平均质量流率为零的涡环,对垂直布置的主流产生复杂的相互作用,使主流实现矢量偏转。研究了自耦合射流激发器自身机理和自耦合射流使主流实现矢量偏转的实验,在实验条件下,自耦合射流使20m s流速的主流产生了最大17°的矢量偏转。     

测力法在翼型动态失速试验研究中的应用

本文就利用测力法对ＮＡＣＡ００１２翼型在振荡条件下的动态失速特性进行的测试作了简要介绍，阐述了测力法在翼型动态实验研究中的些特殊问题及其解决途径，并比较了两种实验研究方法的优缺点。     

高压涡轮导叶叶背侧冲击冷却效果的优化与分析

针对高压涡轮导叶叶背侧出现的鼓包开裂现象,采用气热耦合数值计算方法研究了导叶后腔流动和换热。研究发现:后腔冲击结构的冷气分配不合理,造成叶背侧靠近下游区域冷却不充分,形成了较大的温度梯度,进而产生大的热应力导致叶背侧出现鼓包开裂现象。通过调整冲击孔几何参数,提出了两种改进方案。分析了两种改进方案的流动与换热情况,并与原型冷却结构的计算结果进行比较,发现改进方案2的冷却结构冲击孔的冷气流动更有序,冷气流量分配更合理,形成的冷却效果最好,有效降低了叶背侧的最高温度和温度梯度。     

三轴转台运动耦合作用的仿真及实验研究

分析了三轴转台运动耦合作用的规律,在数学模型的基础上,探讨了仿真计算和实验验证的方法,并给出了相应的实验结果,证实了分析、计算的正确性,从而为进一步的研究工作提供了依据。