前掠翼融合体无尾布局流动控制技术

通过风洞试验研究了前掠翼融合体无尾气动布局（FBB布局）的流动控制技术。研究结果表明,FBB布局设计使前掠翼的前缘涡与融合于机体的大后掠侧缘的侧缘涡的发展过程达到了较为理想的匹配,有效控制布局的流动是FBB布局获得突出纵向气动性能的主要物理根源。针对大迎角状态提出的两段可动式侧板流动控制技术,通过可动段与固定段前缘之间形成收缩型缝道,将机身下表面的高能气流引入上表面增强了机体侧缘涡,加强了对机翼根部和后体流动的控制、减缓机翼根部分离、控制机头分离区,既可提供俯仰控制力矩,又不损失升力,改善了失速特性,有利于FBB布局的纵向配平和俯仰控制。FBB布局的流动控制设计思想和两段可动式侧板控制技术为无尾布局飞机设计提供了一条崭新的思路。     

复杂外形气动力计算的阻力修正方法

基于气动力计算的位流线化理论,发展了一种亚音速附面层阻力修正方法。采用联合流场求解方法获得复杂外形的表面压力分布,在此基础上,将绕复杂外形物体沿流向面元划分为片条,在片条上,把三维附面层转换为二维附面层,对二维附面层进行数值求解,得到附面层粘性阻力修正。算例表明,该方法计算量小,与实验和N-S数值解结果吻合较好。为复杂气动外形飞行器初期设计、方案选型及评估提供了较为理想的工程设计手段。     

基于轴线马赫数分布的喷管扩张段无粘型面设计

针对高超声速风洞轴对称喷管设计问题，开展了喷管扩张段无粘型面设计研究。介绍了基于预设轴线马赫数分布的直接设计方法，改进了基于面积比的轴线马赫数分布预设方法，提出了一种方便多点控制的轴线特征点分布方法。对设计喷管流场进行特征线网三角化，与数值模拟结果进行比较，并分析了影响喷管无粘型面的设计因素。表明:改进的面积比方法可以保证轴线马赫数分布预设的合理性；轴线马赫数分布、轴线上特征点分布和边界特征点数明显影响喷管无粘型面。     

流通面积比对旋流杯油雾速度场的影响

设计了3种不同一二级流通面积比的旋流杯试验件,在气压自模区工况下,运用粒子图像测速仪（PIV）对其出口油雾速度场进行测量,研究了不同流通面积比对旋流杯出口油雾速度场的影响,分析了油雾速度场的结构及其速度分布的变化规律。结果表明:随着一二级流通面积比的增加,旋流杯出口油雾速度场呈现出回流区面积和回流区长度逐渐变小、回流速度逐渐变大、出口射流张角逐渐减小的趋势。此外,从径向速度沿径向分布可以看出,随着流通面积比的增加油雾速度场的抗偏斜能力具有增强的趋势。      

翼型气动力直接测量风洞试验技术探索

在西北工业大学NF-3风洞二元试验段内开展了翼型气动力直接测量试验技术的探索性研究。描述了试验方法和试验设备,给出了试验结果,并与通过模型表面测压和尾迹测量法所得结果进行了对比。结果表明：翼型气动力直接测量技术关键在于解决测力中段和外段的传力及缝道流动问题;笔者提出的方法比较好地解决了这一难题,直接测量的翼型气动力和表面测压和尾迹测量技术所得结果在中小迎角范围吻合良好。     

TC4钛合金线性摩擦焊接头的冲击韧性及断口特征

在自制的XMH-160型线性摩擦焊机上利用先期试验优化的规范参数进行TC4线性摩擦焊接试验.对焊后试件进行冲击试验研究,冲击试件基本沿母材断裂.观察冲击试件的宏观和微观断口,并分析接头的金相组织.结果表明,焊缝超细晶组织所具有的高断裂应力是焊接接头冲击韧性值高于母材的主要原因.     

超大型双曲冷却塔风荷载特性风洞试验研究

结合韩城第二电厂冷却塔风洞试验，在模拟大气边界层和周边地貌的情况下，研究了不同风向角下，超大型冷却塔风荷载特性及高大地面建筑群的影响。给出了风荷载高度变化系数、风压分布特性及其三维效应区域、地面附着物影响和风荷载体形系数，与《建筑结构荷载规范》中B类地貌上述参数有较明显差异，对双曲冷却塔、特别是超大型双曲冷却塔工程结构设计，有重要的参考价值。     

TC3钛合金的双脉冲点焊试验研究

通过对TC3钛合金板材进行的单、双脉冲点焊工艺试验 ,分析了二次脉冲电流对点焊接头金相组织的影响及组织与力学性能之间的对应关系。研究结果表明 ,二次脉冲电流可明显提高TC3钛合金接头的延性比。     

基于内窥式PIV的回流燃烧室冷态内流场测量

为了突破传统测量光路限制,实现对航空发动机三头部全尺寸回流燃烧室模型试验件内部冷态流场精细化测量,自主搭建了一套内窥式PIV测量系统,在自模区工况下对其内部冷态流场进行了测量调试。结果表明,在壁面之上预设内窥小孔即可实现测量光路布置,采用大焦距光学适配接口能够很好的解决相机内窥镜成像圈较小的技术难题。通过缩短相机内窥镜工作距离和采取多种消光措施大幅提高了测量空间分辨率和信噪比,最终实现了模型燃烧室内部冷态流场精细化测量,获得了内部流场结构信息。     

微型涡流发生器控制超临界翼型边界层分离实验研究

在低速风洞中研究了微型涡流发生器对超临界翼型边界层分离的控制。根据超临界翼型边界层分离特性，提出了涡流发生器的流动机理。研究了梯形涡流发生器不同高度和弦向位置对边界层分离控制效果的影响。研究表明，微型涡流发生器对超临界翼型边界层分离的控制主要起减阻作用；适宜采用微型涡流发生器对超临界翼型边界层分离进行控制，其最佳位置应在分离线前2～5日涡流发生器高度之间。