三元旋流燃烧室温度场的实验研究

一、实验装置 实验用模型燃烧室是轴对称带旋流器和一排主燃孔的燃烧室(图1),不带冷却孔和掺混乱,这种简化燃烧室流场仅受一次进气与二次进气的影响,其中旋流器沿用一种航机的,叶片数为12,扭角为42度,火焰筒壁上均匀分布六个二次进气孔。      

某高空台发动机进气流场试验分析

本文介绍了目前国内唯一能做涡轮喷气发动机高空模拟试验的试验设备的特点,着重对该高空台的进气流场进行分析、研究,得到一些有参考价值的结果,可供涡喷发动机设计者和试验人员参考。     

一种改进的预测示迹线求解方法

 本文在更一般的条件下导出了一种改进的预测示迹线原理公式。解算式的要点是通过逆时间方向积分Euler角运动方程,直接给出弹丸发射时刻与观测时刻机体坐标系之间的转移矩阵。利用简化的Euler角运动方程的解和近似解,从分析上和数值上讨论了本文原理式与传统原理式之间的差别。对于改进原理式的工程实现问题,作了简要的讨论。     

基于一种新的弯曲三角形元素的薄板极限分析方法

 本文提出了平面薄板极限分析中的一种新的弯曲三角形元素,简化了元素刚阵的形成,大大降低了结构刚阵阶数。用塑性应变模态思想对平面薄板结构进行了极限分析。本文方法具有物理意义明显、数学形式简洁、元素简单、计算量小、实用性强等优点,在若干算例中均取得了满意的结果。     

LTRAN2的一种改进方案

本文提出了LTRAN2的一种改进方案BTRAN2用来分析翼型的各种频率的非定常运动。用E-O调转换格式和ADI方法求解了完全的二维非定常跨音速小扰动位流方程,并用单调转换的AF2格式计算了定常跨音速小扰动方程,以此作为非定常计算的初场。本文给出了带后缘正弦振荡襟翼的NACA 64 A006翼型的绕流和做正弦俯仰振荡的NACA 64 A010翼型的绕流计算结果,它们与Euler方程解或实验数据很吻合。     

燕尾形榫联接抗微动损伤修形研究

为了预防和减轻榫联接中微动磨损,提高其抗微动疲劳能力,主要措施有三:第一,在结构设计中,使联接的方式有利于减轻磨损或尽可能地消除接合面;第二,对接触表面作适当的处理,改善表面质量,如表面涂层、离子注入和表面冷加工等;第三,在接触面上加填充物。本文提出用修形方法改变榫联接接合面的形状,改善接触处的有关力学参数,达到减轻联接的微动磨损和提高抗微动疲劳能力的目的。      

CN群上对称结构的双协调模态综合

在结构完整性研究中实施模态分析的成功程度颇大地取决于提取结构主模态的能力。本文提出一种新的方法, 它把群论算法与双协调子结构法组合起来去分析回转对称 CN 结构。通过在保证精度的条件下消去子结构之间的自由度和波传播自由度, 大幅度地减缩综合的规模, 从而提高了提取效率。文末, 给出了一个算例, 以各种方法所得结果的比较, 来阐明本方法的优越性。      

叶栅相似变换准则的实验研究

本文叙述为验证叶栅相似变换准则所进行的低速风洞实验研究,对应NACA6 5 (12)10和DCA叶栅的高速试验,分别测量了其低速相似叶栅的叶片表面压力分布。由于实验条件的不同,本文从相对差别这一角度验证了文献 [1]中所推得的相似变换准则的正确性。实验结果表明:实际的低速叶栅和高速叶栅具有同无粘设计所得到的同一量级的相似精度,因而只需提高设计相似精度便可提高实际模型的相似精度。      

双转子发动机含喘振的动态模型

为了满足现代飞机高性能的要求,应尽可能提高发动机的最大推力,从而使压气机喘振裕度下降。当发动机遇到恶劣的工作条件时,如飞机机动飞行引起进气道畸变,加力燃烧室点火,发动机吸进发射火炮或导弹产生的废气等,可能引起发动机气动力不稳定,即喘振或失速。喘振时,压气机出口总压和流量出现大幅度振荡,涡轮前总温急剧上升,发     

向量化多重网格的Mac Cormack显格式解轴对称底部干扰流场

本文将多重网格法与MacCormack显格式的算法相结合,计算了轴对称底部流场中斜向喷流与超声速外流粘性干扰流场,提高了计算效率。流场的分析表明分辨率较好,计算合理。在YH-1上将程序向量化,大大节省了计算时间。