端壁采用孔式抽吸对扩压叶栅气动性能的影响

为明晰孔式附面层抽吸技术对压气机叶栅气动性能的作用效果,实验研究了在端壁不同位置设置抽吸孔时对大折转角扩压叶栅壁面流谱、出口二次流及损失的影响。研究结果表明,端壁抽吸改变了原型叶栅内部流场结构,角区分离起始点前进行附面层吸除可有效延缓通道涡的形成,降低叶栅损失;分离起始点之后角区分离已经充分发展的位置不宜布置抽吸孔;相比较抽吸槽,采用抽吸孔可以通过更少的抽吸量达到相同程度地对叶栅流动性能的改善。      

一种控制气流分离的无源微脉冲射流技术研究

基于压气机在大负荷下发生气流分离的流动特征提出了一种无源引气微脉冲射流控制的概念,并对其核心的脉冲射流器进行了特性实验分析,结果表明脉冲射流器能产生明显的脉冲射流且射流频率无级可调.结合无源脉冲射流控制方式建立了一套仿叶栅通道实验模型,得到了无流动控制时通道内稳态及动态压力特性,在设计状态下通道内分离涡主频为266 Hz.对该分离流场进行了脉冲射流控制通道内气流分离的实验研究,实验测量了频率从60 Hz到600Hz的微脉冲射流对分离流的控制效果.实验结果表明:从通道总压损失减小的效果来看,当脉冲射流频率接近分离涡主频时控制效果最为明显.此时通道内占主导地位的分离涡的周期性特性得到了明显的改善,其他频率的旋涡对流场的影响程度在脉冲射流的作用下被削弱,流场结构较无控、定常射流控制及其他脉冲射流频率状态更为有序.     

通用航空服务站功能与组成研究

通用航空服务站是用来为在通用航空中执行飞行任务的各类通用航空活动提供必要的飞行计划服务、航空气象服务、航空情报服务、飞行情报服务、监视告警服务和应急救援等其他相关支持的空中交通服务系统。本文在分析国外航空服务站功能与体系的基础上,结合我国国情和通用航空发展情况,论述了适合我国的通用航空服务站的功能与结构组成,对于我国低空空域的发展具有一定的借鉴意义。     

叶尖间隙泄漏对厘米级高亚声微型轴流涡轮性能的影响

针对某微型涡轮发动机(MTE)原理样机的直径为78.4mm的微型轴流涡轮,采用数值模拟手段研究了叶尖间隙泄漏对该厘米级高亚声微型轴流涡轮流场结构及涡轮性能的影响.结果表明:微型轴流涡轮相对叶尖间隙尺寸在3.1%~4.6%,明显高于常规轴流涡轮;微型轴流涡轮叶尖间隙泄漏涡影响范围较常规轴流涡轮扩大(至叶中高度),泄漏损失占涡轮级总损失的35%,也较常规轴流涡轮明显增大.研究获得了间隙尺寸对该厘米级高亚声微型轴流涡轮性能的影响规律,叶尖相对间隙尺寸每增加1%叶高,效率最快下降1.9%,其变化幅度较常规轴流涡轮更为明显.最后,根据工程安装的限制(离心力变形及热变形、轴承游隙、加工装配误差等),确定了一个较优的叶尖间隙(0.4mm),通过数值模拟获得了在该间隙下的涡轮性能参数:落压比为2.12,效率为0.87,流量为0.35kg/s.      

双模态冲压发动机中的模态转换研究综述

在以双模态冲压发动机为推进装置的高超声速飞行器的加速过程中,燃烧室内的释热量及其分布必须做出相应的调整,使得发动机从亚燃模态转换为超燃模态。在模态转换过程中,由于燃烧室下游边界条件突然从热力壅塞状态变为无壅塞状态,其壁面压力分布会发生明显改变。这将使作用在飞行器上的推力和动量发生突然变化,可能会导致飞行器失去控制。因此,如何实现不同燃烧模态的平稳转换,是燃烧室设计中的技术难点。本文详细介绍了双模态冲压发动机中不同燃烧模态的定义和判定准则、模态转换的实现方式、模态转换的机理,以及在模态转换时可能存在的激波反射结构转换迟滞和火焰结构转换迟滞现象。      

面向任务的航材备件需求预测分析

航空备件是航空装备维修保障的物质基础,装备维修精确化要求对备件需求进行合理预测,而任务是其适时、适量的主要参照对象。本文以备件需求预测为研究对象,以任务为中心,针对备件寿命分布复杂的特点,综合考虑装备使用可用度和经济性约束,利用蒙特卡罗建立备件需求仿真模型,采用边际效益分析优化求解,并用实例验证了模型的可行性和有效性。     

机翼积冰数值模拟

采用计算流体力学（CFD）方法对三段翼和MS-317后掠翼进行了积冰数值模拟研究,基于欧拉两相流理论,应用分区算法,对空气流场和水滴流场进行了数值求解,得到水滴收集率.求解3-D积冰模型得到积冰量.将MS-317的冰形计算结果与实验数据以及软件LEWICE3D的计算结果进行了对比.结果显示:三维积冰模型具有较好的精度,虽然预测的冰形与实验数据有一些差异,最大厚度方面,误差在13.1%以内,但是积冰的类型与体积和实验数据基本一致.      

对安放直机翼的平板测定三维湍流边界层的低、亚音速特性

 本文介绍了在低速和亚音速来流情况下,对一安放着直机翼的平板,在其附体流部分所作的三维湍流边界层特性的测量;讨论了压强梯度和流线曲率对壁面律、尾流律以及湍流应力和混合长分布的影响。 测量结果表明:适用于二维湍流边军层的Coles速度型和混合长分布规律都应考虑当地的压强梯度和流线曲率的影响才能用于三维流情况。本实验测得的三维湍流边界层的亚音速特性在性质上与低速特性无显著区别。     

超音速进气道线性动力学

 Willoh提出的数学分析法需先给出计算点沿进气道流路各截面气流静态参数值后,才能计算小扰动下该计算点的线性动力学特性。本文提出了采用Palmer与王乃行的进气道简便静态特性计算法,以求取计算点下超音速段各道斜激波前、后气流静态参数值,再按一元、无粘、绝热、集总参数、管流求取亚音速段各截面的气流静态参数     

以PC机作为测控核心系统的导弹舵机CAT软件包

 本文介绍采用IBM-PC/XT型计算机测控核心系统的导弹舵机计算机辅助试验（CAT）系统软件包。有开关没置、零点校验、传感器标定、静态测试、动态测试和数据处理等六个程序文件,采用FORTRAN 77和宏汇编（MASM）语言混合编制。采用批处理方式联接程序文件,而各程序文件间的数据传递则利用数据文件实现,因此程序编写、调试和扩展比较方便。系统具有计算机自动给出测试信号,自动没置测试系统开关的功能。软件广泛采用汉字菜单和汉字人机对话的方式,并具有简单判断故障能力,故不但提高了测试自动化程度,而且使用方便,符合我国国情。软件包经过多次联试证明是可行的。