直连式脉冲燃烧风洞起动过程研究

直连式脉冲燃烧风洞的起动过程是一个非常复杂的瞬态过程,采用光电测量系统和数值方法对其进行探索性研究.试验中,光电探测系统在非常短的传输距离上测出了高速起动激波的速度.通过与试验结果对比,验证了所采用的数值方法的可行性.研究表明:起动激波往下游的运动过程具有一定的规律性;由于内型面的变化导致起动激波速度在起动过程中发生变化.     

地下原型坑道中油气爆炸的实验研究

在截面积为7.2m~2,长为700m的地下原型坑道中进行了油气混合物的爆炸实验,实验中使用了加速油料挥发气化的雾化装置以及远距信号传输和采集系统。通过光电火焰传感器和压阻传感器测试爆炸过程中火焰和压力信号,得到了地下原型坑道中油气爆炸过程的基本参数,揭示了爆炸过程中组分、湍流对燃烧与压力波发展影响的规律。     

动态燃烧过程参数测量原理与系统

为了满足动态燃烧试验对燃烧过程中燃烧放热量、温度、压力多参数动态测量的要求，研制了一套燃烧动态测试系统。首先从理论上分析了碳氢燃料燃烧时的化学反应过程与物理现象，采用光电传感技术，实现了对动态燃烧过程放热量的非接触式测量；其次运用动态理论详细研究了热电偶的动态特性，完善了用双丝频谱补偿法测量动态温度的方法；最后选择了合理的动态压力的测量方案。同时介绍了该系统的结构及工作特点、系统的动态联调结果等。试验表明了测试该系统具有所测参数多、工作性能稳定、动态响应快等特点，可广泛应用于动态与稳态燃烧试验研究或工业过程监控测量中     

涡轴发动机燃烧室头部流场试验研究

对涡轴发动机短环直流燃烧室进行了突扩区和火焰筒头部间流场试验研究。采用ＬＤＶ多谱勒激光测速仪测量了燃烧室头部的时均速度场和各测量点的紊流强度，并绘制了流谱。通过对七种不同结构方案扩压器进行试验，研究了几何参数和前置扩压器出口气动参数变化对突扩区和火焰筒头部间速度场以及各点紊流强度、旋涡位置与大小的影响。通过流场分析找出各参数对燃烧室性能影响的规律。本试验结果可为涡轴燃烧室的优化设计提供可靠的有应用价值的试验依据。     

民用航空发动机燃烧室试验技术分析与研究

近年来,我国的大型客机发动机研制正处于攻坚阶段,零部件试验和整机试验均在大量开展。为了更好地支撑我国民用航空发动机低污染燃烧室的研发工作,阐述了大涵道比涡扇航空发动机燃烧室的典型研发路径,并对单头部、多头部和全环燃烧室3个研发阶段的试验技术进行了重点分析,介绍了每一阶段的主要试验内容、试验过程、试验设备、测试技术、关键环节以及各阶段试验面临的共性问题;同时,在燃烧室试验压力与温度、测试技术、试验研究的丰富性与前瞻性等方面进行了国内外对比分析,总结了我国民机燃烧室试验技术的发展现状,可为国内相关单位在研发民机低污染燃烧室、建设试验器、提升测试能力和填补技术空白等方面提供借鉴。     

风洞试验多通道数据采集与动态参数实时处理系统

为新型飞机发动机进气道动态畸变参数测试而研制了两代全数字化、智能化测试系统。64通道独立同时采样；高速32bit浮点运算DSP对畸变参数作实时处理；100Mbyte以上大容量在线存储器，存储全部原始数据、中间结果和处理结果；被测参数时间历程曲线、采样数据时间历程曲线及2D、3D动态图形和数表显示及输出；系统自检功能及坏点自动检测与修补功能；图形化及汉化菜单，友好的人机界面。硬件与软件的模块化与开放式结构，以便广泛应用于其他需要作多通道数据采集和动态参数实时处理的场合。     

航空发动机燃烧室光学可视模型试验件及其流场测量研究进展

航空发动机燃烧室内的燃烧组织是高温高压受限空间内多级旋流复杂流场结构的气动、燃油雾化、蒸发、油气混合和燃烧化学反应多场耦合过程,而其流场特性影响雾化和燃烧过程,从而对燃烧室的燃烧性能具有决定性影响。对燃烧室内复杂强旋流流场组织机理的认识和高精度测试一直是发动机燃烧室研制过程中的难点之一。本文针对光学可视模型燃烧室试验件设计方法及典型发动机燃烧室的流场组织机理和特性进行总结,希望给发动机燃烧室研制过程中光学模型燃烧室试验件的设计提供一定的借鉴,深刻认识目前两类典型的传统旋流杯模型燃烧室和基于分区分级耦合燃烧技术的新型燃烧室的流场特性,促进航空发动机燃烧室的研制。     

旋转爆轰发动机的研究进展

理论上爆轰熵增较小,旋转爆轰发动机比常规的爆燃发动机具有更高的热效率和比冲。文中对旋转爆轰发动机的燃烧室结构、爆轰方式、推进性能、热测量和不稳定性等方面进行了研究。结果表明该发动机的实验和数值模拟研究在国内外已经大量开展,但实验数据不够全面,测量手段有限;而爆轰波自身特性给发动机可靠性设计提出苛刻要求,因此旋转爆轰发动机的应用还有待进一步研究和发展。最后,文中总结了旋转爆轰发动机面临的挑战,并指出该发动机在火焰稳定器和磁流体动力发电方面有一定的应用前景。     

燃烧室构型对超燃冲压发动机性能影响研究

对 8种进口M数为 2 .5的超燃冲压发动机模型燃烧室在各种驻点条件和燃料总体当量比下进行了实验 ,燃烧室构型、燃料壁面注射、支板注射、凹腔火焰稳定结构对发动机的性能影响进行了研究。一维简化模型进一步提出用于数据处理与分析 ,计算与实验结果基本上一致 ,对影响燃烧效率与总压损失的各因素进行了讨论。     

高温壁面热流与温度一体化测量传感器研究

为了测量超燃冲压发动机燃烧室的热环境,从Gardon热流计原理出发,发展了一套水冷热流/壁温一体化测量技术.采用热阻分析方法,对传感器的热结构进行了分析与优化设计.测试了多种隔热与外壳材料对传感器响应特性的影响.通过辐射加热方式对传感器进行了标定,获得了热流/电压、壁温/热流的标定曲线.采用该传感器,在模拟马赫数6、总温1800K的来流条件下,对超声速燃烧室的热环境进行了初步测量,获得了与传热分析相一致的结果.     

用电荷耦合器件测量激波辐射

用电荷耦合器件作摄谱探头，进行激波辐射的测量，解决了测量中遇到的同步问题。测量结果与一米光栅摄谱仪的记录干板比较，效果良好。     

空气动压探头的动态响应研究

本文采用动力类比法对用于核爆炸测量的空气动压探头的动态响应进行了理论分析,并对探头的三个压力量程计算了总压边和静压边进气管道中的阻尼孔直径和动压波形的上升时间。分析计算表明,在探头的三个系统中,电学系统对动态响应的影响可忽略不计;力学系统的影响也是较小的;对动态响应起主要作用的是声学系统(即管道空腔系统)。在直径为130mm 激波管中进行了全尺寸探头的动态响应实验。实验表明,阻尼孔直径和波形上升时间的实验值与计算值符合较好。此探头曾多次用于我国大气层核试验测试中。从核爆炸和激波管实验中测得的空气动压波形可看出,它们的前沿都是很好的,这反映出此探头具有良好的动态响应特性。     

风力机叶片气动弹性实验研究

风力机叶片在风洞中作气动弹性实验的模拟方法、简化原理、模型设计原理和数据处理等有关问题及其弯曲／摆振颤振模型的地面实验和风洞吹风实验结果，文中都进行了讨论，根据模型实验的频谱和时域图，分析模型可能发生颤振的速度，用＂频率重合理论＂确定了模型的颤振点以及发生颤振时的颤振速度和颤振频率。     

用数字化 M-Z 干涉仪对低密度混合流场测量的实验研究

本文提出了最近研制成功的数字化 M-Z 干涉系统,并用它对二维低密度混合流场的密度场进行了测量。由于该系统采用了激光光源以及干涉图的计算机处理技术,使得实验和数据处理的工作自动化,而且具有精度高的特点,适用于低密度混合流场中较弱信号的高精度测量。文中系统地分析了用激光作光源的条件下,M-Z 干涉系统对平行光扩束系统的要求,以及如何消除因激光干涉性太强而引起的寄生干涉条纹,通过对平行式半透半反镜的分析,给出了适用于 M-Z 干涉仪的平行式半透半反镜的具体设计参数,并简述了由于使用激光光源而简化仪器调节的原理,给出了一种使经典 M-Z 干涉仪与现代计算机技术相结合来提高测量精度的新方法。     

浅析飞机的大攻角气动问题及其研究方法

本文分析了现代战斗机的发展趋势,阐明了进行大攻角/过失速机动的必要性,指出解决至今威胁着飞行安全的失速/尾旋问题仍为当代空气动力学家的重任;论述了各种研究大攻角气动问题的方法之优劣;对我国开展大攻角气动问题研究的技术途径提出了一些建议。     

航天飞机及火箭的羽流试验技术

火箭发动机排气羽流的影响是研制火箭运载器的一个关键问题。本文综述了羽流对航天飞机和火箭底部流动、底部加热的影响。重点综述了冷气试验方法,并指出了冷气模拟试验的相似准则的参数组合关系式。冷气试验费用不大,试验周期短,是确定底部压力的最佳方法,试验重点在跨声速和低超声速飞行区域。本文对热气试验方法也作了介绍。热气试验可模拟羽流的真实热力学特性,但耗费大,技术复杂。火箭发动机羽流模拟应由风洞试验来确定。本文简述了进行羽流模拟试验的地面试验设备。     

压力探针临壁效应的试验与计算

临壁效应会使压力探针的测量结果发生误差。由于探针属非流线形物休，所以其临壁效应的机理与流线形的机翼不同，不能简单套用机翼的结论．对圆柱三孔针的试验结果表明，可以用叠加点涡的方法来描述其临壁效应。点涡强度随离壁距离的减少而增强．     

PIV图像粒子像斑的定位偏差评估的讨论

针对PIV技术的直接测量法中图像的可读性和可测性，讨论了从模拟图像到数字图像，最后到粒子像斑中心位置的确定过程中的误差规律；并提出一种称之为粒子像斑定位偏差综合评估的试验方法。该试验提供了一个能较为全面地定量考察PIV图像处理系统（包括硬／软件）在整个图像读入及粒子定位计测过程中对真值偏差的评估方法。最后，对石油大学流体测试室所开发的PIV图像实时采集处理系统进行了其定位偏差的评估测试。     

关于运输网络堵塞流动的研究——分支定界法在求解网络最小流上的应用（Ⅲ）

堵塞是以人为主体在运输网络中经常发生的一种现象。本文中所定义的网络最小流是指在最严重堵塞的情况下通过网络的最大流量，是设计和运行一个运输网络，特别是一个紧急疏散网络的重要参数。本文在堵塞流理论研究的基础上，提出了一种用分支定界思想来求解网络最小流问题的方法，并用实例说明了该算法过程及其应用领域     

动态法测量飞行器气动静稳定性的研究

本文介绍了风洞中进行模型气动阻尼特性试验的同时,获取飞行器气动静稳定性数据的基本原理。根据动态试验的频率数据,计算了五种再入外形的俯仰力矩系数的攻角导数,并与五座风洞中得到的大量静态试验数据做了比较。表明由动态法获得的静稳定性数据是可信的;并且易于观察粘性对稳定性的影响;在零攻角(或配平角)附近,动态法比静态法显示出更多的合理性。