气膜出流条件下回转通道流动特性的实验研究

采用实验方法研究气膜出流条件下带肋回转通道流动特性,其中回转通道为带90°直肋变截面通道。根据研究问题的特点,利用单元分析方法,定义了壁面有效压力及单元有效压力系数。结果表明:通道出口段存在气膜出流与无气膜出流情况相比出口段有效压力分布发生变化,并且使整个通道的流阻下降。影响流动的主要因素是通道的阻塞比、长径比、宽高比、气膜出流比和进口雷诺数。     

飞机机身腹部与两侧进气道性能比较试验研究

通过高低速风洞试验,对比迎角和侧滑角对机身腹部和机身两侧进气的进气道气动性能的影响。试验结果表明:在超音速来流状态下,当迎角增加到5°时,腹部进气道的气动性能改善,而两侧进气道的气动性能几乎不变;在亚音速来流状态下,当迎角从6°逐渐增加到所试验的值(高亚音速为12°,低速为30°),两侧进气道的气动性能逐渐明显变差,而腹部进气道的气动性能对迎角并不敏感,基本能保持无迎角时的性能;在高低速来流状态下,两种型式进气道的气动性能对所试验的侧滑角β(小于6°或9°)均不敏感。      

反向旋转盘间非稳态换热特性的实验研究

将反向旋转的高低压涡轮盘简化成了几何形状相对简单的反转盘系统。用实验的方法研究了非稳态情况下改变冷气流量和改变两盘转速对两盘温度和盘面平均努塞尔数的影响。结果表明:(1)进气雷诺数是最重要的影响因素,它对换热的影响是瞬时的,雷诺数升高两个盘面的努塞尔数同时增加;(2)在本实验范围内,转速对盘面换热的影响有限,而且它只影响转速变化的盘的表面换热而对对面的盘没有明显的影响。      

用胞映射法分析双线性结构刚度的机翼颤振

将映射轨迹追踪技术引入基于空间Poincar啨截面的胞映射方法中 ,并定义初值分析空间 ,以适应分析高维动力系统运动类型初值域的需要。改进后胞空间中胞的数目大大减少 ,计算时间缩短 ,运动特征的确认更为准确。应用该方法研究扭转方向具有双线性结构刚度因素的机翼颤振问题 ,结果显示 ,初始条件对系统动力学行为有着很大的影响。当两段刚度之比小于某临界值时 ,随着机翼颤振速度增大 ,不同的初始条件会导致平衡点、极限环振动、复杂的周期运动、混沌和发散运动等不同的运动形式     

浮升力对双旋转轴间流动换热影响的数值模拟

利用Boussinesq假设，采用混合长度模型，对具有轴向通流的双旋转轴间的流动换热进行了数值研究，得到了轴间气体充分发展段的速度分布、温度分布和加热边的对流换热系数，其结果在实验模型参数范围内与PfitzerH的实验研究符合较好。在此基础上，进一步数值模拟研究了同向等速旋转双轴间不可压流的离心浮升力对流动换热的影响，结果表明：离心浮升力对流动换热的影响取决于浮升力与惯性力之比GrB/Rex^2。当GrB/Rex^2≥24时，浮升力的影响十分显著，不可忽略。     

碳氢燃料超燃冲压发动机燃烧室控制试验

设计了超燃冲压发动机燃烧室控制回路,采用基于可调气蚀文氏管的燃料流量调节系统动态调节燃料流量,根据反馈的推力和隔离段压强等测量数据进行燃烧室推力增益控制和燃烧室-隔离段干扰控制,并在直连式超燃冲压发动机试验系统上进行了推力单水平控制试验和推力多水平/燃烧室-隔离段交互控制试验.试验表明:燃料流量调节系统工作稳定,文氏管按指令行程作动,流量调节过程清晰;测量推力随流量变化基本上同步变化;对目标推力增益和燃烧室-隔离段交互的控制有效,并为进一步深入研究超燃冲压发动机燃烧室控制问题奠定了基础.      

非稳态流体网络方法在发动机空气冷却系统中的应用

将流体网络法与非稳态模拟方法相结合应用到发动机空气冷却系统沿程温度、压力、流量的非稳态特性预测中.本方法将空气系统简化为节点和元件组成的网络,节点和元件处建立守恒方程,针对传统解法的计算稳定性问题引入了压力修正和积分方法相结合的求解方法.程序应用到可参考对照的模型中得到验证.验证后的程序被应用到发动机轴部冷却通道空气系统非稳态特性预测中.      

金属薄板超声无损检测

介绍了金属薄板的缺陷类型，建立了超声喷水穿透C扫描系统和检测方法。检测试验结果表明：采用建立的系统和方法能够检测出厚度≤6mm金属薄板中的分层性缺陷。     

油气比及进口参数对三级旋流器燃烧室性能的影响

对三级旋流器燃烧室进行了常压试验研究.研究首先设计研制了三级旋流器燃烧室模型和试验系统,然后在此基础上开展了不同进口速度、进口温度和油气比等参数影响三级旋流器燃烧室的流阻特性、点火特性、贫油熄火特性和燃烧效率特性等性能的试验研究.结果表明:该三级旋流器燃烧室可以在不同试验工况下顺利点火和稳定工作,点火性能基本不受进口速度的影响;总压损失系数随进口速度的增加而增大,而流阻系数随速度的增加而减小,燃烧室流动未进入"自模状态";随着进口温度的增加,点火、贫油熄火性能变好,燃烧效率提高.     

高超声速飞行器表面温度分布与气动热耦合数值研究

针对高超声速飞行器热防护设计中的高温气体非平衡效应问题和气动热环境精确预测问题,基于流场的非平衡Navier-Stokes方程、表面的能量守恒方程和内部的热传导方程,考虑流场的非平衡效应、表面的热辐射效应、催化效应和烧蚀效应以及热防护层内部的热传导效应,建立了初步的表面温度分布与气动热的耦合计算方法,完善了高超声速飞行器气动物理流场计算软件(AEROPH_Flow)。在表面材料为碳-碳(C-C)条件下,对飞行高度为65km和飞行速度为8,10km/s的半球以及飞行高度为50km和飞行速度为8km/s的球锥模型,开展了表面温度分布与气动热的耦合计算,验证了计算方法和计算软件,分析了表面温度分布对气动热环境的影响。研究结果表明:表面温度分布对气动热的计算结果有较大影响,在气动热环境的预测中,不仅要考虑热化学非平衡效应和表面催化效应的影响,还要考虑表面温度分布的影响,最好是采用表面温度分布与气动热耦合计算的方法,以减小表面温度分布对气动热计算结果的影响。为此,需要发展完善非平衡流场/表面催化和烧蚀/热传导温度场(气/表/固)的计算模型、耦合求解技术和计算软件,实现对高超声速飞行器的真实飞行条件下高温气体非平衡效应和气动热环境的精确模拟。