分子液环式角加速度测量演示系统研制

利用界面双电层和流动电流基本原理,设计并制作了一种新型的分子液环式角加速度计,可对角加速度进行直接测量.为了对该种新型的角加速度计进行功能演示,研制了其测量演示系统,可为角加速度计提供基准的角加速度输入,并实时处理和显示测量数据.实验结果表明:该种分子液环式角加速度计测量范围可达20000(°)/s2,测量精度≤1(°)/s2,带宽可达0.1Hz～120Hz,可应用于高精度、高动态的角加速度直接测量.其测量演示平台可以提供频率和幅值可控的角加速度输入,实现该种新型角加速度计功能演示.     

航空发动机主燃烧室燃油总管流动换热特性研究

为优化发动机燃油管路设计并预防燃油结焦,对发动机典型工况下燃油总管和分管内部流动进行了数值研究,给出了速度和压力分布情况。对由于热气流的加热作用引起的燃油温升效应进行了传热计算。对总管及分管进行了热防护设计,并比较了不同热防护措施的隔热效果。结果表明:在计算工况下,油管出口质量流量满足设计要求;内外混合隔热方式可有效降低燃油温升,减小燃油过热引起结焦的可能性。提出了改善管内流动与换热特性的措施,例如增加空气隔热层,为恶劣热负荷条件下燃油管路热防护设计提供理论基础。     

合成双射流控制NACA0015翼型大攻角流动分离试验研究

设计了一种卧式合成双射流激励器(DSJA),并对其在翼展中段控制NACA0015翼型大攻角流动完全分离进行试验研究,分析了合成双射流激励器两射流出口位置及射流能量对控制机翼流动分离的影响规律。结果表明:合成双射流激励器对机翼大攻角流动分离具有很强的控制能力,可显著提高机翼流动分离攻角;合成双射流激励器两射流出口相对分离点的位置是影响控制效果的重要参数;合成双射流激励器两出口任一出口位于分离点之前,且越靠近分离点,其对边界层分离的控制效果越好,并且当分离点位于合成双射流激励器两出口之间,且离第一出口位置较近时,合成双射流"接力"控制机翼分离的效果更加明显;与合成射流"单射流"相比,合成双射流"两射流"对分离点位置的有效控制区域明显增大。此外,提高合成双射流激励器的射流能量,其控制机翼流动分离的能力提高。     

离心式喷嘴内部流动过程数值仿真分析

基于Coupled Level Set+VOF两相流计算方法,分别模拟了敞口型与收口型离心式喷嘴内部流动过程,可视化展示了喷嘴内部填充过程,分析了喷嘴内部的流动特性及其详细流场结构.捕捉到液膜表面波动和液膜表面内侧空气中的涡.结果表明:液膜表面波波谷内侧的空气中有涡存在,涡心连线处在轴向速度零速线上;喷嘴出口截面的轴向速度和切向速度具有明显的分区流动特征.液膜表面波的波谷-波峰和气体中的涡存在挤压与被挤压的相互作用,它们之间通过相界面变形传递这种气液间相互作用.另外,将外喷雾场的计算结果与实验结果对比,两者吻合较好,间接验证了内流场计算结果的准确性.     

基于流动显示的翼尖涡不稳定频率测量

翼尖涡涡核振荡频率的准确测量是翼尖涡控制技术得以有效实施的重要前提。采用流动显示方法,研究了椭圆机翼翼尖涡在低雷诺数条件下的不稳定特性。分别采用单点谱分析和动力学模态分解技术,从流动显示图像序列中提取了涡核振荡的短波不稳定模态的频率,2种方法得到的频率相对误差最大不超过5%。研究结果表明:涡对的空间运动通常展现出长波与短波模态的耦合,涡核的高频短波振荡耦合在低频长波摆动中,以前者为主要含能模态;短波不稳定性的无量纲振荡频率随雷诺数的增大而增大、随机翼攻角的增大而减小。      

低雷诺数下层流分离的等离子体控制

为有效控制层流分离特性,消除或减弱低雷诺数时小迎角下的升力非线性现象,改善翼型升力特性,并通过翼型的上表面转捩带与油流显示测量对等离子体激励控制机理进行阐述,对厚度为16%椭圆翼型低雷诺数下的气动特性进行了风洞试验研究。在此基础上,在上表面前缘10%弦长处布置激励器,通过压力分布测量观察等离子体激励对层流分离的影响。试验结果表明：当翼型上表面仅发生层流分离时,等离子体激励和转捩带的作用类似,可以有效延迟或者消除后缘层流分离,从而增加升力;当翼型上表面出现层流分离气泡并发生再附现象时,等离子体可以有效减小或者消除层流分离泡的范围,从而减小升力;通过控制层流分离,占空循环等离子体激励可以实现对低雷诺数小迎角下的升力的线性控制。     

纳秒脉冲等离子体分离流控制频率优化及涡运动过程分析

将纳秒脉冲驱动的介质阻挡放电等离子体激励器应用到NASA SC（2）-0712翼型上,在迎角分别为15°和20°时,开展了在不同雷诺数下的分离流动控制研究。通过模型表面静压测量,得到了不同激励频率下的分离流动控制效果。对翼型表面压力进行分布积分,得到了在不同雷诺数和激励频率下的升力系数,表明分离流的控制效果有一个较宽的激励频率范围,只要激励频率落在相应的频带范围内,均能实现有效的分离抑制。流动显示结果表明,分离流的控制在瞬时表现为放电后可形成大尺度旋涡拟序结构。旋涡的周期性产生、运动和演化造成了分离剪切流动的动态变化过程,从而促进了高/低速气流的动态掺混。     

层流流动主/被动控制技术

摩擦阻力在民机总阻力中占很大比重,减少摩擦阻力对改善民机性能和实现绿色航空具有重要意义。层流摩擦阻力远小于湍流摩擦阻力,因此扩大层流区,甚至实现全层流流动,是减阻的一个重要途径。目前形成了自然层流流动、全层流流动和混合层流流动控制（HLFC）3种层流流动主动控制技术。本文基于减阻和流动不稳定分析,对3种控制技术的概念、方法、优缺点、可带来的效益和应用层流流动控制技术的飞机的设计方法及维护（包括预防昆虫和冰粒等污染的措施）等方面作了较为系统的阐述。概要地介绍了X21A、Jetstar、Boeing 757等飞机的HLFC飞行试验验证项目,结果表明了层流流动主动控制技术的有效性和困难性。本文也从原理到飞行试验较为系统地介绍了一种层流流动被动控制技术。     

基于POD和DMD方法的跨声速抖振模态分析

跨声速抖振现象是由于非定常跨声速流动中激波的自激振荡而引起的结构强迫振荡,这种现象在跨声速飞行器中普遍存在,对飞机的结构强度和疲劳寿命有不利影响。基于模态分解的分析方法是进一步发展抖振控制手段的有效工具。本文通过两类典型模态分析方法（本征正交分解（POD）和动态模态分解（DMD））对OAT15A翼型的跨声速抖振现象进行分析,通过对模态频率、翼面压力分布、流场重构误差等方面的研究,将两种模态分解方法进行对比。发现基于频率特征的DMD方法能够准确捕捉抖振的临界稳定特征和抖振主频的典型模态,同时能够更准确反映流场变量在激波间断附近随时间的变化过程;而POD方法尽管在流场重构时具有较小的总体误差,但对激波附近压强随时间的变化历程拟合较差。     

油滴与铝合金壁面的碰撞试验

机械零部件喷油或滴油润滑方式下油滴与零件表面碰撞后形成的沉积油膜流动特性决定着零件表面润滑油膜的分布特征和零件的润滑状态,对于这一润滑现象的深入理解需要对油滴与金属固体壁面碰撞及其后沉积油膜的流动铺展行为进行研究。建立了油滴与铝合金壁面碰撞的试验装置,采用高速相机拍摄了油滴与铝合金壁面碰撞及其后沉积油膜的流动铺展与形貌演化过程,分析了碰撞油滴的变形及沉积油膜的铺展与回缩历程,探讨了碰撞条件和润滑油黏度对沉积油膜流动铺展特性的影响。结果表明:与铝合金壁面碰撞后形成的沉积油膜铺展较快而回缩较为缓慢,没有明显的整体回缩现象和振荡过程。较小碰撞角度下,铺展初期油滴与壁面之间存在轻微滑移现象,受重力和铺展能量的作用,铺展后期油膜发生断裂并溅射离开壁面,但没有二次油滴生成。前铺展因子随着碰撞角度的减小和碰撞速度的增加而增大,后铺展因子则随着两者的增大而增大。油滴直径对前、后铺展因子的影响不太明显。