射流撞击折板的实验研究

从二维射流边界层流动撞击折板为简化模型，利用声压和脉动流速测量，实验研究了低速回流开口风洞试验段常会出现的射流边界与喷口，收集段相互作用引起射流整体振荡致声现象，除给出振荡频率，强度随撞击长度和射流流速的变化规律外，本文还给出折板几何参数（折转角，折转长度）和板面条件对振荡致声现象的影响，结果表明，折转角在30－60度，折转长度与射流不稳定波波长相当的实壁折板，或内侧面胶贴海绵的平板，能明显削弱振荡，同时考虑几何参数和板面条件时，折转角起主导作用。     

揭秘公务机生活

随意出行,安静舒适,即使在高空,也依然拥有新鲜而湿润的空气。这只是最一般的公务机享受,如果你拥有的是一架737,或者是更大的787梦想飞机,那么,你在机上的生活就将比在地面时还要精彩。     

射流电铸技术的试验研究

电铸作为一种精密制造技术，在许多高技术领域得到成功的应用，然而，电铸存在的缺陷严重制约了其应用和发展，本文对射流电铸铜的基本工艺特性进行了试验研究，通过试验分析了射流电铸电压，电铸液射流流量以及喷嘴口径与阴极电流密度和速度之间的关系，并且对射流铸试验样件的表面质量和铸层微观形貌进行了分析，试验结果表明，射流电铸可以有效地降低浓差极化，提高极极电流密度，同时可以得到结晶细微，结构致密的铸层结构。     

带喷流扰流片的火箭发动机推力特性分析

采用试验结合数值仿真手段,研究了位于火箭发动机拉瓦尔喷管出口处单片喷流扰流片相对喷管出口径向位置的变化对发动机轴向力和侧向力的影响。研究结果表明：随着喷管出口面积堵塞比的增加,发动机侧向力增大,轴向推力损失增加;发动机轴向推力损失约为侧向力的30%到50%。仿真分析表明：喷流扰流片在发动机喷管扩张段内造成超声速燃气的激波与边界层相互作用,喷管扩张段内壁面形成的非对称压力分布是发动机侧向力产生的基础;喷流扰流片造成的燃气激波和粘性损失是发动机轴向推力损失的根源。     

Cwoid Overpaying for Your Jet Operation

<正>Few specific examples were cited in the Bloomberg article,and attribute their name to such a story,but what it highlighted is that there are many different costs associated with owning and operating an aircraft.These will vary significantly from trip to trip.While transparency is offered     

附壁射流元件的仿真研究

以数值模拟为主要手段,研究一种附壁射流元件内部流场的速度分布和压力分布,并研究其非定常流动机理.提出主射流的偏转是由主射流两侧的压差导致射流偏斜,进而形成一低压涡流区,低压涡流诱导主射流附壁.附壁射流元件的偏转特性与其几何结构和流体雷诺数有关.在此基础上,用仿真模型模拟流场,优化结构,研究特性,为此类型附壁射流元件的结构改进、优化设计和应用提供了有效途径.     

Experiment on Vaporization of Jet into Cross-Flow

The injection characteristics of the main fuel nozzle, which is widely applied in advanced lean-premixed-prevaporized(LPP)low-emission combustors,can be simplified as the atomization and vaporization processes of a jet into cross-flow. In this study,a nozzle with a diameter of 0.4 mm is designed and processed through the heating of the inlet air,and the vaporization characteristics are investigated. The optical measurement and cyclone separation methods are separately used to investigate the evaporation rate of a jet into cross-flow. Experimental results show that the fuel evaporation rate in cross-flow is mainly affected by the Weber number(We),equivalent ratio(φ),momentum rate of fuel to air(q),and air temperature. In addition,the inlet temperature is a crucial factor for the evaporation ratio of a jet into cross-flow. The evaporation results measured by two different methods in the same cross-flow are very close to each other with a deviation within 10%.     

公务包机“惊情”100天

"自新冠疫情爆发以来,全球航空运输业经历了前所未有的挑战,在这样的危机时刻,公务航空私密、便捷和安全的特性更为显著。但受全球疫情发展和各国防控政策等的影响,在过去100多天中,中国公务航空经历了过山车一般的动荡时刻。"公务包机"惊情"100天2020年的春节在1月24日,很多公务机客户提前安排全家人的春节出行计划,特别是避开国内春节拥挤的出国计划。     

Experimental Investigation on Flow and Heat Transfer of Jet Impingement inside a Semi-Confined Smooth Channel

Experimental investigation is conducted to investigate the flow and heat transfer performances of jet impingement cooling inside a semi-confined smooth channel.Effects of jet Reynolds number(varied from 10 000to 45000),orifice-to-target spacing(zn=1d—4d)and jet-to-jet pitches(xn=3d—5d,yn=3d—5d)on the convective heat transfer coefficient and discharge coefficient are revealed.For a single-row jets normal impingement,the impingement heat transfer is enhanced with the increase of impingement Reynolds number or the decrease of spanwise jet-to-jet pitch.The highest local heat transfer is achieved when zn/dis 2.For the double-row jets normal impingement,the laterally-averaged Nusselt number distributions in the vicinity of the first row jets impinging stagnation do not fit well with the single-row case.The highest local heat transfer is obtained when zn/dis 1.A smaller jetto-jet pitch generally results in a lower discharge coefficient.The discharge coefficient in the double-row case is decreased relative to the single-row case at the same impingement Reynolds number.     

可压缩湍流圆孔射流的大涡模拟

采用大涡模拟方法研究了可压缩湍流圆孔射流问题,射流的马赫数为0.9,雷诺数为36000.分析了射流的剪切层不稳定性过程,研究结果表明,沿剪切层的对流马赫数小于0.6,剪切层中的扰动涡在初始阶段沿周向呈管状结构.剪切层的不稳定性过程分为3个阶段,即增长阶段、失稳阶段和混合阶段,剪切层的增长速度在失稳阶段最慢,射流流场的湍动能峰值出现在剪切层混合阶段.     

PDPA技术在圆管射流测量中的应用

采用激光相位多普勒技术（ＰＤＰＡ）和传统热线对圆管射流进行试验研究,试验结果表明：ＰＤＰＡ技术具有精度高、动态响应快、不干扰流场等特点;自由剪切湍流的扩展率ｄｙｃ／ｄｘ＝０．０８０１,完全自模拟特性区在ｘ／Ｄ＞８。     

推力矢量发动机燃气舵气动特性设计

结合工程实际,论述和分析了推力矢量发动机燃气舵气动特性的设计过程。以工程算法快速地确定燃气舵的气动外形,借助针对燃气流动的数值分析方法,给出了绕燃气舵流场的流动特性。通过分析舵片上的压力分布,获得控制系统所需的各力和力矩值,以舵面的升力和法向力随舵偏角的变化规律,以及舵间的相互干扰等作为分析依据,对燃气舵气动特性设计进行详细计算。数值计算结果与试验结果的误差能够满足工程设计的需要。该方法为今后燃气舵气动特性的进一步研究可提供必要的手段。     

射流电铸快速成型基础试验研究

介绍了射流电铸快速成型技术的基本原理与设备系统组成，并进行了基础试验研究。研究结果表明，采用扫描喷射电铸可大大提高电铸的电流密度，实验中可用电流密度高达380A／dm^2，远高于传统电铸电流密度；电铸电流密度和喷嘴扫描速度对铸层表面生长形貌有较大的影响，电流密度低、喷嘴扫描速度快易于获得颗粒细小、表面平整的铸层组织；当喷嘴口径小、喷射距离近时，铸斑尺寸小，定域性好，快速成型零件的尺寸精度高；用自行研制的射流电铸快速成型设备成型了一组具有一定形状的金属铜零件。     

基于合成射流的旋翼翼型动态失速控制研究

针对直升机旋翼工作环境下来流速度和迎角(Angle of attack,AoA)耦合引起的动态失速问题,建立了基于合成射流的旋翼动态失速控制的数值模拟方法。采用运动嵌套网格方法,通过对翼型的平移和旋转实现变来流速度-变迎角的耦合。以积分形式的雷诺平均N-S方程为主控方程,空间离散使用Roe格式,时间离散为隐式LU-SGS方法,以OA209翼型为研究对象,在翼型上表面放置合成射流激振器,开展了射流位置、动量系数、无量纲频率以及偏角等参数对轻度失速、深度失速下翼型动态失速控制的研究。研究发现,轻度失速下,射流位置靠近气流分离点时(20%c附近,c为翼型弦长),对逆压梯度引起的轻度失速控制效果最佳。深度失速下气流分离点虽在5%c之前,但射流位于前缘分离泡后端(10%c附近)时控制效果较好。大迎角需要较大的动量系数才能有效控制。射流频率对涡结构的尺寸和数量会产生一定影响,能改变气动特性波动幅度。较小的射流偏角对轻度失速的控制更有效,而深度失速则需要较大的偏角。     

尾喷口机构的伺服力加载系统研究

对飞机尾喷口鱼鳞片伺服机构的地面伺服力加载系统作了分析，给出了以压力伺服间组成系统的实用工程设计方法，提出了带有余度性质的技术措施。在压力问实测参数的基础上进行仿真研究，取得了满意的结果。     

冷/热喷流对飞行器气动特性干扰实验研究

在中国空气动力研究与发展中心的φ1 m高超声速风洞中,采用压缩空气和真实固体火箭发动机工作产生的燃气流作为喷流介质对双锥柱体飞行器进行了冷/热喷流干扰影响对比实验研究,状态为:马赫数6、飞行高度h=54 km、迎角α=-4～6°.实验结果表明:冷、热喷流对模型气动特性干扰影响的变化趋势基本一致,推力放大因子和力矩放大因子趋势一致,数值略有差异,采用冷喷流对热喷流的模拟技术可行.     

超音尾喷流流场的自动测试系统

提出一套用于对超音速尾喷流场进行全自动测试与控制的系统。在系统中采用软件模拟硬件的独特方法，自行设计的由步进电机驱动的三维坐标架，能平滑无停滞地在流场中作三维往复移动，精确定位并实现数据自动采集。实验结果表明，系统工作性能稳定可靠，数据传送率达500Kbit/s，较常用的A／D板相比，其精度大大提高，并可有效地节省试验费用。     

非定常燃气舵绕流场的数值分析

以推力矢量发动机的燃气舵为研究对象,采用三维、粘性、湍流流动模型和数值分析的接触网格技术,在定常流动计算的基础上,对包含舵基、舵片和发动机壳体的区域进行详细数值分析。计算了舵片转动时的非定常流动。给出舵片受到的力和力矩随时间的变化曲线,得出了有益的结论。该文所用方法对于燃气舵的气动设计、辅助发动机点火试验具有指导意义。     

Drag Reduction Effect for Hypersonic Lifting-Body Vehicle with Counterflowing Jet

This study takes the novel approach of using a counterflowing jet positioned on the nose of a lifting-body vehicle to explore its drag reduction effect at a range of angles of attack.Numerical studies are conducted at a freestream Mach number of 8 in standard atmospheric conditions corresponding to the altitude of 40 km.The effects of jet pressure ratio and flying angles of attack on drag reduction of the model are systematically investigated.Considering the reverse thrust generated from the counterflowing jet,the drag on the nose at hypersonic speeds could be reduced up to 66%.The maximum lift-to-drag ratio of the model is obtained at 6°;meanwhile,the counterflowing jet produces a drag reduction of 8.8%for the whole model.In addition to the nose,the counterflowing jet influences the drag by increasing the pressure drag of the model and reducing the skin friction drag of the first cone within 8°.The results show that the potential of the counterflowing jet as a means of active flow control for drag reduction is significant in the engineering application on hypersonic lifting-body vehicles.     

低温磨料气射流加工PDMS实验研究

通过自研的低温磨料气射流加工装置进行低温磨料气射流加工聚二甲基硅氧烷(polydimethylsiloxane,PDMS)实验研究,分析了加工时间、加工距离、冲蚀角度和磨料粒径对冲蚀率、孔深和孔横截面形貌的影响。结果表明:随着加工时间的增加,冲蚀率先增大后减小,在第1阶段加工过程中,孔深与加工时间大致呈线性关系,增加加工时间还可使孔底部变平整;存在一个最佳加工距离使孔深最大,当加工距离大于最大加工距离时,孔深将随着加工距离的增加而急剧下降,孔的锥度随着加工距离的增大而增大;当冲蚀角度处于30°～60°之间时,冲蚀率最大,随着冲蚀角度的增加,孔的形状逐步由椭圆形变成圆形;存在一个最佳磨料粒径,使冲蚀率和孔深达到最大;当冲蚀角度小于90°时,低温磨料气射流加工PDMS材料去除机理为塑性去除和脆性去除的结合。