75°／45°双三角翼外翼前缘形状对大迎角分离流动特性影响

本文通过风洞试验和水洞试验研究了７５°／４５°双三角翼的外翼前缘形状对大迎角分离流动的影响。试验表明，在涡破裂沿翼面向前发展的迎角迎我范围内，外翼前缘钝化对涡态的发展、压强分布和气动力有较大影响。     

特型钝体绕流动态特性的低速实验研究

在低速自由射流风洞上 ,利用热线及相关设备对由半球头部、颈部及旋成体构成的特型钝体周围非定常流动的基本特性、联合特性及湍流度分布进行了测试与分析 ,实验工况为迎角α=- 1 5°～ 1 5°、侧滑角 β =0°～ 1 0°。结果表明 ,在上述工况范围内 ,该钝体周围流场中速度脉动的能量分布平坦 ,属宽频带随机信号 ,流场中没有发生明显的流动分离 ,流场动态品质良好 ;凹陷区内气流的脉动以不同的速度向下游空间传播 ;在上述α、β变化范围内 ,钝体颈部凹陷区的最大湍流度高达 1 0 .9～ 2 4.8%。     

尖侧缘机身布局的俯仰力矩特性及扰流板控制

针对尖侧缘机身布局在大迎角下存在的正俯仰力矩（抬头力矩）问题,通过风洞试验,首先研究了俯仰力矩的迎角分区特性及流动演化规律：线性增长区（迎角为0°~15°）,俯仰力矩线性增加,全机从附着流到形成进气道前缘涡和机翼涡;非线性增长区（迎角为17.5°~32.5°）,俯仰力矩非线性增加,机头涡出现,机头涡和进气道前缘涡逐渐增强,机翼涡增强后破裂;衰减区（迎角为35°~65°）,俯仰力矩逐渐减小,机头涡增强后破裂,进气道前缘涡破裂发展,机翼涡完全破裂。其次,发现了机身前体是产生正俯仰力矩的主要来源,机头涡是导致大迎角下正俯仰力矩的主控流动。当迎角为40°时,前体各截面正俯仰力矩在进气道前缘处达到最大,主要是由于该处机头涡诱导产生了较强的法向力。最后,提出了大迎角机身扰流板控制技术,产生了较好的控制效果。当迎角为40°时,扰流板可使正俯仰力矩减少62%,其原因是扰流板降低了机头涡涡量及其诱导产生的法向力,减少了机身前体对正俯仰力矩的贡献。该控制技术的缺点是扰流板会带来一些升力损失和附加阻力。基于尖侧缘机身参考宽度的雷诺数为2.59×10⁵。     

带舵旋成体侧向喷流流场特性分析

针对带舵旋成体外形,来流马赫数为2.0,迎角为0°,10°和20°,喷口位于×字舵中间,首先开展了喷主流干扰流场的数值模拟与风洞实验校验,得到相符的喷口附近子午线压力分布,验证了数值模拟方法的可行性;然后根据数值模拟得到的喷主流干扰流场结构和流动参数分布,分析了喷主流干扰流场结构随迎角的变化特点;最后从喷口附近旋成体和尾舵表面压力分布的变化分析了喷主流干扰对气动力/力矩放大因子的影响.研究结果表明:随迎角增大,喷流前激波向喷口靠近,分离区减小,喷主流压比增大,喷流穿透高度增大;气动力/力矩放大因子均大于1.0,随迎角增大,放大因子减小.喷口位于×字舵中间时,喷主流干扰对喷流直接力有增益作用;×字舵的存在减弱了喷流的包裹作用,对流场起到了有利干扰.      

尖顶襟翼对70°三角翼气动力影响的实验研究

在水洞实验的基础上 ,进一步通过风洞实验研究了尖顶襟翼对 70°三角翼气动特性的影响。实验迎角为 2 0°～ 50°,弯折位置为 30 %c,向下弯折角B为 0°～ 30°。实验结果表明 :尖顶襟翼向下弯折可以推后失速迎角约 5°;在失速迎角后 ,尖顶襟翼对升力系数的提高有明显的效果 ,而对阻力系数的影响不大 ;另外 ,低头的尖顶襟翼可以减弱三角翼的滚转力矩。     

翼型湿空气非平衡凝结流动的数值研究

 湿空气非平衡凝结会对机翼的气动特性造成显著影响。通过对Fluent软件进行二次开发,发展了一种求解湿空气非平衡凝结流动的数值方法并进行了验证。对NACA0012翼型在迎角为0°和1.5°时的湿空气非平衡凝结流动进行了分析。结果表明：与干空气流动相比,在30％～70％相对湿度范围内,湿空气非平衡凝结流动中升力系数显著降低,而阻力系数则可能增加或减小;0°迎角条件下,压差阻力系数最大增加了68.3％;在迎角为1.5°时,升力系数最大减小39.8％,而压差阻力系数最大减小了34.8％。造成翼型气动特性显著变化的原因在于：湿空气中水蒸气凝结放热对跨声速气流加热,导致翼型表面附近的流速、压力与流场结构发生了显著变化。     

绕椭球三维流动的分离结构随雷诺数的变化

通过数值计算求解N S方程研究了绕4:1椭球流动结构随雷诺数的变化。计算的雷诺数范围为102-5×103。计算结果系统地显示了分离结构随雷诺数的变化情况及分离涡的空间结构。研究表明,在所计算的雷诺数范围内,10°和30°迎角的分离涡系有本质区别。分离涡系在10°迎角下以闭式分离为主导,在30°迎角下则以开式分离为主导。     

翼型动态失速等离子体流动控制试验

针对动态失速引起的翼型气动性能恶化的问题,利用小型化的激励电源和介质阻挡放电等离子体激励器,借助动态压力测量和外触发式粒子图像测速（PIV）等手段开展了翼型动态失速等离子体流动控制试验研究。结果表明,等离子体气动激励能够有效控制翼型动态失速,改善平均气动力,提高翼型气动效率,减小气动力随迎角变化的迟滞区域。等离子体诱导出前缘附近的贴体翼面涡,促进分离流再附;增加了上翼面0.2~0.4弦长区域的吸力,减小了升力系数功率谱密度（PSD）分布的二、三、四阶能量幅值,在研究工况下实现了平均升力系数增加7.1%、失速迎角推迟1.3°和迟滞区域减小4.5%的明显控制效果;4°~9°迎角段,等离子体使得翼型平均阻力系数减小40%。此外,振荡频率增加使翼型绕流的非定常性增强,较高雷诺数下的翼型动态分离涡更加难以被抑制,均需要增加等离子体激励强度才能达到较好的控制效果。     

绕扁长椭球体三维分离的积分法

本文利用三维积分边界层法并结合流线法决定涡层型流动分离。由三维不可压湍流边界层方程求得边界层参数后,按流线法计算粘性流线。作为算例,研究了一带迎角的扁长椭球体在不可压缩湍流里的绕流,经与水洞里所观察到的α=15°流型的对比,二者基本一致。     

沟槽面三角翼减阻特性实验研究

风洞测力实验结果表明 ,本文所采用的沟槽面设计均能在一定的迎角范围内减少三角翼的阻力。在迎角α >2 0°、侧滑角 β =0°～ 30°的范围内可使阻力系数降低 2 .5 % ,而几乎与侧滑角无关。另外 ,h =s =0 .2mm的“V”型沟槽表面在α =6°时减阻效果最佳 ,减阻量为4 0 % ;相应的升阻比亦最大 ,约增加 61%。     

基于曲面上光滑插值方法的飞机表面C_p值重建

针对飞机表面压强系数Cp值的计算,讨论定义在三维空间R3的二维流形 Σ上的散乱数据插值问题,利用映射与加权混合相结合的技术,给出了能与柱面Σ0同胚的任意物体表面Σ上的散乱数据插值算法,通过此算法所得的插值函数能达到C1连续。将此算法应用在飞机表面Cp值分布曲面的重建问题上,得到了很好的效果。     

孔排布局对叶片前缘气膜冷却的影响

采用放大的半圆柱状表面模拟涡轮叶片前缘的形状,对叶片前缘单排及两排圆柱形孔的气膜冷却效率进行了测量。试件表面交错地开有 6排孔,以驻点为起点,位置分别在± 1 5°,± 4 0°及± 60°处,各排孔的孔间距均为 3个孔径,孔轴线与表面在展向及流向的夹角分别为 30°及 90°,孔长与孔径比为 4。主要对比研究了 3种单排气膜孔不同孔排位、3种两排气膜孔不同孔排位及 1种三排气膜孔的布局对孔排下游冷却效率的影响。结果表明 :在同样二次流流量条件下,冷却效果好的单排孔位置依次为 60°,4 0°,1 5°,冷却效果最好的两排孔位置组合为 ( 40°,60°)。结果还表明 :在较大的二次流流量条件下,采用单排孔、两排孔或三排孔冷却方案对孔排下游的冷却效果影响不大;但在较小的二次流流量条件下,从冷却效果看,较好的孔排冷却方案依次为 :三排孔、两排孔及单排孔。实验参数范围是 :主流雷诺数 Re=4 2 0 0 0～ 1 2 70 0 0,平均吹风比 M =0.5～ 2.0     

Ce在钛合金阳极化中作用的研究

 研究了 Ce元素在钛合金阳极氧化中的作用。通过对普通工艺和稀土工艺之间氧化膜微观形貌的对比,讨论了 Ce元素对氧化膜完整性的影响。利用能谱分析,说明了 Ce元素加入可以使钛合金表面氧化较为充分,并且 Ce元素参与了氧化膜的组成。采用局部成分分析法确定了膜层的横向分布范围。对氧化膜截面的SEM图进行分析,讨论了 Ce元素对钛合金阳极氧化膜厚度的影响。利用动电位扫描,对普通氧化膜和稀土氧化膜的耐点蚀性进行了比较,表明 Ce盐的加入可以提高钛合金氧化膜抗点蚀的能力。     

凝固条件对钢锭中沟槽偏析影响的研究

 钢锭中形成沟槽偏析的传热条件不仅与凝固冷却速度有关,而且取决于轴向温度梯度G_A与径向温度梯度G_R之比。等比值G_A/G_R增大,形成较好的轴向顺序凝固,则有利于偏析的减轻,可通过不同条件下凝固区域高度H的变化来分析。在液固两相区,表示自然对流特性的每数采用经达西公式修正的G~D_r准则。高度H愈小,G_r~D也愈小,因而形成沟槽偏析的枝晶间液相对流也愈小,对流的减小有利于沟槽偏析的减轻。     

不同参数对直升机铰接式旋翼气流失速边界的影响的研究

本文分析了直升机铰接式旋翼气流失速边界受马赫数，攻角，俯仰和侧倾角速度，浆叶方位角位置的影响，得出了确定气流失速边界的公式。     

STUDY ON ALGORITHM OF SENSOR MANAGEMENT BASED ON FUNCTIONS OF EFFICIENCY AND WASTE

The sensor management system is a subsys-tem of a multisensor data fusion system,and itspurpose is to satisfy requests of multitarget andscanned space by using the limited sensor resourcesin order to gain optimal measurement values of allspecified characteristics ( detection and captureprobability,emission power of sensor,trackingprecision or target losing probability and so on) .By the optimal principle listed above,sensor re-sources are distributed in science and reason.In aword,itis a key p…     

化学平衡对燃气涡轮发动机循环性能影响

本文把化学平衡方法引入发动机循环性能计算中,探讨和揭示了化学平衡对发动机中高温部件的影响机理,并以某发动机为例,定量分析了化学平衡对发动机推力和耗油性能的影响。计算表明,化学平衡效应使发动机油耗上升,推力增加。     

粘合剂系统对XLDB推进剂力学性能影响的研究

对已二酯二乙二醇聚酯（PDGA）和四氢呋喃环氧乙烷共聚醚（PTE）为粘合剂的XLDB推进剂的力学性能做了综合对比,研究了这两种粘合剂及固化剂结构对推进剂力学性能的影响。结合应用,初步确定了PTE与固化剂N100的特征参数范围,使XLDB推进剂获得了良好的力学性能。     

平视显示器的机上安装研究

由CRT中心点发出与平显光轴线平行并通过驾驶员眼点的光线是平显的零位瞄准线。平显的炮口十字线不宜称为零位瞄准线。平显的零位瞄准线被要求相对于飞机机身水平线下沉一定角度安装。平显的构造－安装方程表述了平显构造参量与安装参量间的关系。当平显在飞机上的安装要求确定后，平显的构造被方程所限定；当平显的构造确定后，平显在飞机上的安装被方程所限定。》     

压气机气动力学发展的一些问题

 本文讨论了现代压气机气动力学发展的趋势,指出了对流场细微结构进行研究的重要性和研究的内容,并论述了试验研究和数值计算在解决这一问题中的作用,和尚待解决的一些问题。 现代压气机气动力学发展的主要方向是跨音、粘流和非定常流。本文对三大方向的一些重要课题进行了评述,讨论了困难之所在,并对解决某些问题的方法提出了一些看法。