带中心支板侧压进气道流场特性研究

应用表面油流和压力测量实验技术,辅助计算模拟手段,考察了两种不同形式的中心支板对侧压式进气道流场特性的影响.结果表明:进气道内部由于侧壁斜激波和支板诱发的斜激波的汇合引起了侧壁和顶板边界层的大尺度分离现象,使进气道性能受到了极大影响.后掠支板后移避免了支板和侧壁诱导斜激波的汇合,分离现象相对较弱,有利于进气道性能的提高;支板前掠可以提高流量捕获,但导致边界层分离加剧,对减少总压损失不利.     

一种Ma0~4TBCC进气道气动设计及性能分析

从TBCC推进系统总体性能需求出发,给出了TBCC进气道捕获面积以及模态转换马赫数确定过程。在此基础上开展基于平动式模态转换装置的马赫数0~4内并联TBCC进气道气动方案设计,给出了进气道单自由度几何调节机构方案及其几何调节规律。通过对涡轮通道典型几何参数的规律化研究,结果表明:方转圆段几何长度、中心点y_m值以及面积变化规律对进气道出口总压恢复系数及马赫数影响较小,对进气道出口流场的均匀度影响较大;就研究的进气道而言,选取方转圆段几何长度为3m,中心控制点y_m=1.5,沿程截面面积变化规律为"先急后缓"的设计较为适宜;Ma=4.0时,设计的TBCC变几何进气道总压恢复系数为0.45,Ma=2.2时,总压恢复系数和畸变分别为0.79和0.15。     

高超声速咽式进气道起动特性研究

为了研究高超声速咽式进气道在非设计迎角以及低马赫数下的起动性能,利用流线追踪生成了设计马赫数Ma=7,具有8-7无粘基本流场(即俯仰平面内的斜激波由和自由来流呈8°夹角的斜压缩面产生;偏航平面内的斜激波由和自由来流呈7°夹角的斜压缩面产生)的咽式进气道,并对边界层修正前后的两种咽式进气道进行了数值模拟和高超声速风洞实验.实验观测和记录了各个来流条件下进气道模型唇口的激波系结构,测量了沿进气道模型上下壁面中心线从气流进口到出口的沿程静压分布.结果表明:迎角的增大和来流马赫数的减小都会对迸气道的起动性能造成不利的影响,通过对咽式进气道进行边界层修正,可以提高进气道的总压恢复系数,减小内收缩比,从而扩宽进气道起动的马赫数以及迎角范围,对进气道设计有着积极的作用.     

新型高超声速进气道边界层人工转捩方法研究

为确保高超声速进气道的安全工作,其压缩面边界层在进入其内流道前必须完成转捩。针对高超声速进气道边界层转捩需要,依据二维高超声速边界层转捩机理,尝试了一种新型低阻高效的边界层人工转捩方法,在FD-07风洞中开展了试验验证。试验中首先通过进气道对称面压力分布和激波纹影获得进气道的自起动情况,进而推断进气道入口前的边界层转捩情况。试验包括进气道前体边界层自然转捩和人工转捩,试验结果表明在Ma=5、6,迎角α=0°来流条件下,使用同一波长的人工转捩带可以成功实现进气道边界层转捩,验证了基于线性稳定性理论设计的人工转捩带在宽马赫数范围的适用性。     

曲外锥乘波前体进气道低马赫数段实验研究

为了研究新型一体化曲外锥乘波前体进气道在低马赫数端的自起动、抗反压特性及侧滑对性能的影响,基于几何约束及钝度修型的实用化风洞实验模型,采用进气道节流系统,在来流马赫数3.0、3.5和4.0,迎角-4°~6°范围内,不同堵锥位置状态下获得了一体化曲外锥乘波前体进气道的表面压力分布及流场高清纹影。实验结果表明,实验模型在来流马赫数3.5和4.0时具备自起动能力;在0°迎角,来流马赫数3.5和4.0,最大抗反压能力分别约为24和33倍来流压力;侧滑角对一体化曲外锥乘波前体进气道的流量捕获和流动压缩性能影响相对较弱。曲外锥乘波前体进气道具有同超燃冲压燃烧室、高超声速飞行器进行一体化设计的特性。     

吸气式高超声速飞行器边界层控制研究概述

吸气式高超声速飞行器是近空间飞行器研究的重要内容之一.文章概述了近年来美国NASA兰利研究中心使用Hyper-X模型进行吸气式高超声速飞行器边界层主动和被动控制研究的情况.NASA兰利研究中心在20in马赫数6和31in马赫数10风洞使用Hyper-X模型进行了高超声速边界层控制主动和被动方法研究,评估了强迫转捩几种概念的有效性,包括使用被动离散粗糙元和主动质量增加(吹气).被动粗糙度研究产生的后掠斜坡构型已经成功用于马赫数7飞行试验.介绍了研究采用的各种边界层主、被动控制构型及试验模型热传导分布、激波系分布和表面流谱测量方法;对部分边界层主、被动控制典型结果进行了比较.     

一组不同内收缩比二维进气道唇口开启过程实验研究

设计了小型直联式实验台,模拟来流马赫数5.3,对一组具有不同内收缩比的二维进气道唇口开启过程及其特性开展了实验研究.进气道唇口的角度位置和隔离段高度均可调节,由此实现进气道不同内收缩比要求.通过分析进气道底板壁面压力分布,总结了进气道开启过程特性及其影响因素.     

高超声速飞行器前体/冲压发动机一体化气动热实验研究

以超燃冲压发动机为动力的飞行器,由于飞行速度的增加,气动加热增强,而且在高马赫数范围内,冲压发动机燃烧室的滞止温度也是很高的.通过风洞实验,采用铂膜电阻温度计热流测量技术,开展了来流马赫数6.4和马赫数4.0两种状态下的热流分布规律研究,给出了前体、中支板及内通道的热流实验结果,研究了边界层流动状态、边界层抽吸、激波反射对热流分布的影响.实验结果表明,边界层流动状态对热流分布产生显著的影响,前体湍流热流值约为层流热流值的3.3倍;边界层抽吸会引起热流率增加;激波反射和激波加热对热流分布影响显著,马赫数越大激波加热越强.     

高超声速脉冲风洞中带燃料的超燃冲压发动机模型试验

给出了在ITAM最近投入使用的高超声速脉冲绝热压缩风洞AT-303中进行超燃冲压发动机模型实验的结果.实验马赫数M∞≈8,运行时间τ=50~60 ms,雷诺数范围Re1∞=2.7×106~4.0×107,模型表面的边界层自然转捩.在实验中,模型中有燃料供给:把气态氢以超过化学量比率的空气燃料因子注入到燃烧室.提供了足以发生氢燃料自点燃的流动条件.测量了沿进气道楔型压缩面和整个发动机通道上的纵向压力和热流分布.所获数据与同一模型在热射流风洞IT-302M(实验马赫数M∞≈6,8,运行时间τ=100~120 ms,雷诺数范围Re1∞=(1.3~1.8)×106,进气道压缩面和侧压缩面进行了边界层转捩).结果表明:实验模型发动机在两座风洞中进行实验所获得的流态类型相同.发动机刚刚启动时,在进气道入口及其下游的发动机通道内形成超声速流.注入氢后,首先在燃烧室内形成平均流速是超声速的燃烧流动.之后,在燃烧室出口出现热拥塞现象、在进气道扩压段产生伪激波流态.在两座风洞中进行了进气道和发动机通道的流动特征试验,获得了令人满意的结果.     

内压缩波系对高超声速进气道自起动性能影响研究

为了探究进气道肩部膨胀扇以及不同压缩方式对进气道自起动性能的影响,结合具体的进气道构型,针对不同的压缩角、边界层厚度开展了马赫数4.0级的风洞试验研究。结果表明:在不起动分离区同侧的膨胀扇会对当地气流加速,降低局部压强,进而对压缩激波较强时的进气道自起动过程有明显改善。而唇罩分级压缩对二元进气道的自起动能力也有提高效果。此外,对比侧压模型与顶压模型的试验结果发现,边界层厚度对侧压模型自起动性能的影响趋势与顶压式存在明显的差异。与此同时,当自起动受限于几何喉道的进气道构型,压缩方式对进气道自起动性能的影响不明显,但是对于由压缩激波-边界层干扰诱导分离区形成的气动喉道决定能否起动的进气道,侧压方式有利于提高进气道的自起动性能。     

可重复使用飞行器翼肋的再入瞬态温度分布计算

对翼肋的温度分布进行求解,并把计算模型和求解结果与F.V.Pohle和William Ko.进行比较分析,结果表明,所用的模型比F.V.Pohle的更合理,计算结果和William Ko.的比较吻合。     

油膜轴承动态特性参数及转子不平衡的统一识别

将转子不平衡作为引起转子-轴承系统振动的主要原因,本文提出了一种现场、在线识别转子系统油膜轴承动态特性参数及转子不平衡的时域方法。本方法充分利用转子的结构及模态参数以解决测点不足和激振力不可测量等问题。同传统的参数识别方法相比,本方法具有现场、在线、不需人工激振、设备简单等优点。实验结果证明了方法的可行性。     

某型飞机座舱盖上位锁摇臂断裂故障分析

通过故障实例,综合分析某型现役主力战机座舱盖升降系统上位锁的工作原理及该系统中摇臂断裂故障产生的原因,提出修理及维护对策。     

基于全箭模态试验的动力学数据库的方法研究

首次为全箭振动试验数据开发了动力学数据库管理系统。目的是要把所有的试验数据实现集成和共享,便于工程人员查询和分析,提高试验数据资源的利用率,加强全箭振动试验数据的管理。并且,输入一个型号的全箭振动试验数据验证并肯定了前期开发工作的正确性和可靠性,为以后的动力学数据库系统的应用和发展探索了方法。     

电渣熔铸过程渣池深度对金属熔池影响的数值模拟研究

电渣熔铸过程中,金属熔池深度直接影响熔铸件的结晶,从而影响钢锭的质量。本文借助大型通用有限元软件ANSYS．对不同渣池深度的金属熔池进行了模拟研究,得出金属熔池深度与渣池深度之间存在非线性函数关系。模拟结果与实验值吻合较好。运用此模型可预报金属熔池状况。指导实际生产。     

一种测压试验数据与部件测力试验数据的协调处理方法

由于试验的风洞不同,试验模型不同,测压试验数据积分带来的误差等原因,导致了测压试验数据积分结果与部件测力试验结果不一致,这样的两套数据难以用于型号设计。为此,笔者采用了一种以部件测力试验为基础,将测压试验数据积分结果及其分布协调处理到与部件测力试验结果一致的方法,并用于型号的设计研制中。     

航天器帆板温度受火星热流的影响分析

火星热流对环火轨道航天器的太阳帆板温度有较大的影响.本文建立了火星反照率的数学模型,分析了火星红外辐射和反照热流变化时,太阳帆板在近火弧段和远火弧段阴影期各自的温度变化规律.研究表明,在不同的轨道高度下,火星红外辐射和反照热流对帆板的影响各不相同,存在一个帆板温度受较大影响的临界轨道高度.当轨道高度小于此临界轨道高度,...     

横向环形防晃板对液体晃动特性的影响

液体推进剂的晃动特性对大型液体运载火箭以及战略弹道导弹的飞行动力稳定性有着很大的影响。为了使战略弹道导弹和航天运载器具有良好的飞行稳定性，就必须提高其内部液体推进剂的晃动阻尼，抑制液体的晃动，从而达到动力稳定的设计要求。常用的增加液体晃动阻尼的措施是在推进剂储箱内安装防晃挡板。横向环形挡板是一种常用的防晃挡板。本文对它的防晃特性进行了初步的分析，得到了一些有益的结论。     

论我国人大立法过程中的利益表达

社会分层与社会利益多元化,必然导致社会各阶层谋求自己利益的立法认可。人民代表大会作为调控利益冲突、进行立法选择的主要场所,在组织结构、代表的组成与职责、立法程序．等方面,滞后于市场经济中社会利益多元化这一现实,有必要从强化代表的职责、优化代表大会的结构,规范立法程序,完善立法权的划分等方面加强我国的人大代表制度,以实现利益的有效表达,应对利益分化这一社会现实。     

控制器参数对电磁轴承系统超谐共振区特性的影响

本文对PID控制的单自由度电磁轴承-转子系统由于力-电流／位移的非线性特性所引起的非线性振动进行了分析研究，并对控制器参数改变时，系统在三次超谐共振区的特性进行了分析。