基于PIV技术的单圆孔脉冲射流流场特征

对稳态射流及脉冲射流冲击靶板时的流场特性结构进行了探索和分析。采用高频粒子图像测速技术,在射流管口到冲击靶板间距为6倍管径的条件下,对稳态射流进口雷诺数为6 000的稳态射流及脉冲频率为20 Hz的脉冲射流进行了实验测量,得到了射流核心区、壁面射流区及滞止区内的速度分布。研究发现:①由于射流剪切作用的影响,脉冲射流核心区的最大轴向脉动速度为稳态射流的3倍。②滞止区内,由于射流的剪切作用和壁面的滞止作用,导致了脉冲射流轴向速度梯度最大为稳态射流的2倍,同时,滞止区内的最大脉动速度是稳态射流脉动速度的3倍。③脉冲射流对壁面的卷吸以及旋涡的产生和传播过程,破坏了壁面射流区稳定的速度边界层。相比稳态射流,脉冲射流的流场增加了湍流相干结构的含能并产生周期性的大尺度卷吸涡。     

飞机螺栓双剪连接结构有限元应力分析

为了设计更加高效和安全的航空航天结构元件,对螺栓连接进行精确的应力和应变分析是相当重要的。对飞机结构中广泛使用的铝合金7075 T6螺栓连接板进行了有限元建模,采用单螺栓和双螺母配合的双搭接连接,在建立有限元模型后,模拟施加三个不同大小的预紧力并附加不同的纵向拉伸载荷。螺栓连接中各个部件之间的接触采用三维面面接触单元来模拟,数值分析中考虑了摩擦效应,此外,还模拟了螺栓和板之间的间隙。有限元计算结果显示,由于施加预紧力而在孔边缘附近产生有益的压应力,较高的预紧力可以显著降低在孔边缘处合成拉伸应力的大小,并且在经受纵向拉伸载荷时也能够显著降低接头处的应力水平。     

双向扩张型孔射流角度对气膜冷却特性影响的实验

设计了气膜冷却实验台,测量了单排7个气膜孔的平均换热系数和冷却效率.气膜孔倾角为20°,45°和90°,孔间距P/d=3.动量比变化范围为1～4.重点研究主流零压力梯度下动量比和孔倾角对换热系数比和冷却效率影响.结果表明,动量比的增加使换热系数比和冷却效率都增加,随着倾角增加,动量比对冷却效率的影响减弱;倾角对换热系数比的影响非常复杂,倾角的增加使冷却效率减小.倾角20°的冷却效率明显高于倾角45°和90°的冷却效率.      

有、无障碍物爆震管起爆过程的CE/SE模拟

用时空守恒元和解元(CE/SE)法模拟有无障碍物情况下爆震管二维爆震波的形成和传播过程,分析爆震波的不同机理,研究在较低能量下,点火区温度、爆震管管径以及障碍物对爆燃-爆震转捩过程(DDT)的影响.控制方程采取无量纲形式,用拓展的隐式梯形法实现刚性源项积分.研究表明,点火能量与点火压力相关,在较低的点火能量下,可以通过提高点火温度、减小爆震管径及加入障碍物加强爆震过程,减小爆燃-爆震转捩过程DDT时间和距离.为研究爆震波点火和DDT过程提供了理论依据.      

近耦合鸭式布局鸭翼展向吹气涡控技术数值模拟研究

采用鸭翼展向吹气间接涡控技术,对后掠角为50°的主翼和鸭翼气动布局进行数值模拟,给出不同吹气动量系数下的数值模拟结果,建立了鸭翼吹气动量系数与布局气动力系数之间的关系。并针对该布局模型,将风洞测力、测压以及水洞流动显示试验结果与数值模拟结果进行了详细的分析比较,结果表明,对鸭翼实施展向吹气技术,确实可以延迟和控制主翼涡破裂、增大升力的效果,在大迎角下把鸭翼作为涡发生器对主翼进行控制是可行的,计算结果与试验结果定性上是吻合的,是可以模拟这种复杂流场的。     

爆震管壁面热负荷实验

在一台内径61 mm、长度1140 mm的气动阀式脉冲爆震发动机(PDE)上,进行了爆震管热负荷的测量计算,主要采用了两种换热模型:一是自然对流和热辐射模型;二是强迫对流模型.在两种方式下,爆震管的热负荷随频率的变化关系基本相同,即随频率升高而热负荷增大,但频率增加两倍热负荷增加却不止两倍.此外,在方式二的情况下,还得到煤油蒸发率随频率的变化关系,为PDE蒸发器设计提供参考.      

逆压力梯度下几何参数对气膜冷却效率的影响

采用放大模型在低速回流式风洞中进行了实验,研究了逆压力梯度下圆柱形孔、扇形孔和双向扩张形孔的气膜冷却效率,分析了孔间距、前倾角和径向角等几何参数对气膜冷却效率的影响.结果表明:扇形孔的气膜冷却效率最大,双向扩张形孔次之,圆柱形孔最小.孔间距越小,气膜冷却效率越大,且动量比越小,孔间距的影响越大.前倾角越小,气膜冷却效率越大,动量比越大,前倾角的影响越大.径向角的影响较复杂,小于30°且递增时,气膜冷却效率随动量比的增大而减小;大于30°时,气膜冷却效率随径向角的增大而减小.      

卫星筒式偏心在轨分离动力学分析

偏心安装的子卫星在轨分离是一类特殊的卫星在轨分离问题。为了给分离地面试验和分离系统设计提供依据,在惯性参考系中分析了筒式偏心在轨分离问题的运动特性。以刚体运动学原理和动力学动量定理、角动量定理及能量定理为依据,建立了分离过程的动力学模型。运用数值求解方法,给出了不同初始条件下的模型求解算例,并对求解结果进行了比较和分析。分析结果表明,分离弹簧物性参数是影响分离速度的主要因素;卫星相对安装位置是影响分离角速度的主要因素。     

主流逆压力梯度下气膜孔流量系数的实验

为研究主流逆压力梯度下气膜孔的几何结构和气动参数对流量系数的影响规律,采用放大模型在低速回流式风洞中进行了实验。在对比研究圆柱孔和双向扩张孔流量系数基础上,重点研究了双向扩张孔的流量系数。结果表明,双向扩张孔的流量系数比圆柱孔的流量系数高。前倾角越大,流量系数越高;径向角越大,流量系数越高。流量系数随动量比的增加而增高,在动量比小于4时增幅尤其明显。主流湍流度增大使流量系数增大,动量比越小,增幅越大。除了在孔轴线与平板的夹角较大情况外,密度比对流量系数的影响较小。     

剪切气流驱动液滴运动的受力分析

实验研究了剪切流驱动的液滴在固体表面上起始运动的受力机理。工作中使用一系列液体和固体表面来获得不同的液滴接触角,并在小型风洞中进行实验。实验中对液滴的启动气流速度进行了测量,并综合各种起始时刻的参数信息,建立了一个关于液滴接触线表面张力和剪切气流拖拽力平衡的数学模型,揭示了液滴脱落时刻的受力情况。所建立的模型更适合液滴1变形情况,但对于其它类似情况的剪切气流驱动液滴运动也能够进行合理的描述。