中流砥柱

<正>现如今,中国新一代战斗机尚未入役,而以歼6、歼7为主战力量的时代也已过去。正值风貌年华的国产歼11型战机成为了保卫祖国万里长空的中流砥柱。图为歼11BS战斗机携带PL-8型空空导弹进行训练。通过银白色的发动机尾喷口可以看出该机装备的是国产FWS-10型涡扇发动机,该型发动机的批量装备使国产飞机有了一颗中国心。     

基于FLUENT的不同喷管形状喷流噪声分析

通过简化发动机喷口模型,研究喷管的喷口形状改变后对喷气噪声的影响,针对三种模型,即普通、三角形锯齿以及半圆形锯齿喷管,通过FLUENT软件进行计算分析,并将计算得到的流场以及监测点的声压级进行比较,结果表明,锯齿形尾喷口形状对降低排气噪声较为理想,在最小程度影响出口速度的情况下能减少排气噪声2～6 dB。     

涡轮喷气发动机高空模拟试验

本文介绍连管式试车台涡轮喷气发动机高空模拟试验的主要模拟技术。概要地说明了涡轮喷气发动机的模拟条件,具体地阐述了涡轮喷气发动机高空模拟试验的模拟过程,提高模拟高度、扩大试车范围的一些措施,还提出了试车中应注意的主要技术问题。 这个试车台已用本文所述方法为五个型号、九个机种的涡轮喷气发动机做了近500次高空模拟试验。     

高空超声速涡扇发动机喘振特征及扩稳措施的飞行试验研究

基于可调斜板式进气道及涡扇发动机,研究了飞机高空超声速减速条件下,进气道斜板板位快速调零后涡扇发动机的喘振特征,及放大尾喷口临界截面面积和提高风扇转速的扩稳措施对发动机稳定性的影响。结果表明:进气道可调斜板快速调零引起的发动机进口压力波动,会导致进气道与发动机流量不匹配,进气畸变增大;较低风扇换算转速下,进气畸变等降稳因子会导致发动机稳定裕度不足;放大尾喷口临界截面面积,提高了发动机的稳定性,喘振概率大大降低;增加最小燃油流量,提高高空发动机慢车状态风扇转速,可避免发动机进入低转速易喘振区域。     

飞机红外辐射及大气透过率计算方法

研究了飞机目标的红外辐射特性,以及红外辐射在大气中的辐射衰减特性.根据现有的理论基础以及飞机自身结构特性,将飞机的红外辐射源分为蒙皮、尾喷口和羽流3部分,并提出了3个辐射源在不同波段、不同角度下的红外辐射特性计算方法.根据红外辐射的大气传输特性,采用了不同波长、不同弹目距离下的大气透过率简易计算方法,并将其与Lowtran7进行比较.计算了飞机在不同波段下,经大气衰减后,最终到达红外探测器的辐射强度.     

旋流-突扩燃烧室冷态流场研究

本文对带有收扩段的轴对称旋流-突扩燃烧室模型的冷态流场进行了试验和数值计算.当旋流角为45°时,涡破碎是一个较弱的转变过程,流场受尾喷口收缩的影响较小.所以,带有收扩段和45°旋流角的旋流燃烧室比起其他结构形式的同轴旋流-突扩燃烧室具有类似超临界流动的特点.试验表明:当旋流角大于45°时,中心回流区反而减小.因此,对于旋流燃烧室来说,旋流强度增大,中心回流区并不一定增大.本文采用扩编的TEACH程序和SIMPLE方法对旋流流场进行了数值模拟计算.数值计算结果比较接近试验结果.