一种新颖径向进气系统的研究

双轴压气机实验台径向进气系统尺寸限制多、涵盖流量范围广,供气品质难以保证。传统的导流筋板方案适用流量范围窄,不能满足要求。提出一种新颖的设计方案,充分运用蜂窝整流器均流和导向的特点来改善气流品质。模拟结果表明,在全流量范围内该进气系统出口截面最大气流角小于1°,速度不均度小于4.07%,总压恢复系数大于97.3%。完成的部分实验结果也表明气流品质较好。     

超声速气流点火助燃用等离子体火炬的试验研究

对一种用于超声速气流点火助燃的高频率电弧等离子体发生器的工作特性进行了试验研究。首先采用CCD高速相机、光谱分析仪对静止空气条件下的等离子体喷射过程进行了试验,获得了不同种类、不同工作气喷注压力下等离子体射流的活性粒子种类和能量分布特性;其次,采用纹影技术对超声速横向射流条件下的等离子体喷射流场结构进行了分析。研究结果表明,等离子体射流能量集中于等离子体射流的中心轴附近,并且在中心轴下游2cm左右达到了最大衰减。等离子体的喷注压力对等离子体射流的能量分布和光谱特性影响较大。当等离子体的工作介质为N2时,喷注压力由0.3 MPa增大至0.5MPa,等离子体射流具有比较好的能量交换过程。通过光谱分析发现,氮气等离子体的组成是氮原子和氧原子,其强度随着与喷嘴距离的增大而减小,随着工作压力的增大而增大。等离子射流横向喷入超声速流场对主流的阻碍作用导致弓形激波的形成,它能有效促进活性粒子和来流的掺混过程。     

气相环境下EPDM绝热材料双区体烧蚀模型

针对气相环境下EPDM绝热材料的烧蚀行为建立了双区体烧蚀模型,着重考虑了沉积反应、气流剥蚀和膨胀现象。多孔介质区和固体区分开求解,采用交界面温度耦合的数值处理方法。对气相环境下的烧蚀实验开展了数值计算,分析了影响炭化层孔隙结构、质量烧蚀率的主要因素,计算结果与实验结果吻合较好。计算还获得了炭化层内烧蚀气体流速的量级是毫米到厘米,相对压强的量级是103～104Pa以及相对压强的分布情况。     

轮缘封严气流与主流干涉的损失机理研究

为了研究涡轮转静盘腔中轮缘封严气流与主流干涉的损失机理,在有无封严气流工况下就轮缘封严气流与主流干涉的损失机制和分解量化方法进行了研究。结果表明,轮缘封严气流与主流干涉存在四种损失机制：粘性剪切损失、堵塞效应损失、二次流交互作用损失以及第二级静子的附加损失。设计工况下粘性剪切损失的比例为67.68%,而其他三种损失的比例相当。随着封严流量增加,封严出流的流量和径向速度不断增加而周向速度不断减小,造成四种损失都不断增加。相对于设计工况,每1%封严流量使得总损失平均增加约为104.25%。所建立的损失量化体系准确的捕捉到了转子堵塞效应损失和二次流交互作用损失不断增加的分布,证明损失量化体系是可行和有效的。     

考虑污染物传播规律的飞机座舱送风方式研究

为充分认识飞机座舱内污染物传播机理并控制和减少座舱内污染物传播,研究了不同送风方式对座舱内污染物传播特性及空气品质的影响。以波音737-200机型为研究对象,利用CFD技术建立了5排座舱模型,模拟计算了天花板和天花板+侧壁两种送风方式下座舱内气流场及污染物浓度场,通过等比例实验舱对部分工况气流场和污染物浓度值进行验证,并以空气龄为评价指标对空气品质进行评价。结果表明：在同等送风量下,天花板+侧壁送风更有利于污染物的扩散,通风效果充分,而天花板送风更容易造成污染物单点聚积,通风效果较差,且经济性较差。     

液体射流喷入横向气流混合特性研究进展简

 随着低污染燃烧技术的发展,液体射流在横向亚声气流中的液雾混合特性越来越受到关注。因此对液体射流在横向亚声气流中的研究进展进行了综述,综述内容主要包括3个方面：液体射流在横向气流中雾化破碎;液体射流的穿透深度;液雾在横向气流中的散布和输运。大部分研究工作是针对单个直射式液体射流喷入均匀横向气流中的,也有研究考察了燃油脉动、气流不均匀或者旋转气流条件下射流在横向气流中的混合特性,然而对多喷射点或气动雾化直射式喷嘴形成的液雾在横向气流中的混合特性的研究工作开展的相对较少。最后对液体射流在横向气流中的国内外试验研究工作进行了简要的概括。通过对国内外相关研究进展的概括,并且以先进航空发动机低排放燃烧室中的雾化方式为背景,提出了液体横向射流混合特性研究应进一步完善的工作内容。     

亚声速等高飞行固体火箭方案设计

介绍了主发动机加助推器和简易控制方法实现固体火等高飞行的设计方案，助推器工作结束后，火箭达到预后飞行速度，主发动机开始工作，使火箭的推力等于其所受阻力，同时火箭产生的升力等于其重力，保证火箭可靠速飞机，火箭控制系统可保证其在某一高度上平飞。     

基于高温燃气引射的引射器设计与实验研究

结合气体热力学理论和等压引射器设计理论方法,提出了高温燃气热力学参数计算方法,研制了基于高温燃气引射的超声速引射器试验平台。通过引射器与燃气发生器的对接实验,研究了零引射和被引射气流引射两种状态下的工作性能以及引射气流温度变化对工作性能的影响。实验结果表明:被引射气流流量360 g/s时,入口总压达到3.89 kPa,优于设计指标4 kPa;引射气流温度在低于设计值100 K范围内的变化对引射器的工作性能不会造成影响。实验验证了基于高温燃气引射的超声速引射器性能计算分析与工程设计方法的可靠性,相关研究结果为燃气发生器参数优化提供了指导性建议。     

基于现场总线和智能变送器的风洞气流参数测量系统研制

准确测量来流雷诺数对于研究一些对雷诺数变化敏感的流动现象十分重要,为了得到较为准确雷诺数需要测量来流速度、温度和环境大气压等气流参数.本研究基于带Hart通信协议的智能变送器以及数字式振筒气压仪,在低速风洞中实现了一套简单实用的气流参数采集系统.其中,主机和差压、温度变送器之间通过Hart适配器相连接,并通过串口以Hart协议实现通信;而数字式振筒气压仪与计算机之间则直接通过串口实现通信.在系统开发过程中对Hart协议进行了解析和测试.在该系统气流参数采集的基础上,实现了来流雷诺数实时精确的计算,并对比了因温度和气压波动导致的雷诺数计算差异对旋成体大迎角雷诺数效应研究的影响,从而进一步说明了发展该系统的重要性.     

超临界翼型Gurney襟翼增升技术实验研究

通过在二元翼型风洞中进行测力实验,研究了不同高度Gurney襟翼对超临界翼型气动力和力矩的影响规律.实验结果表明:在亚声速条件下,Gurney襟翼同样可以明显增加翼型的升力系数,使整个升力曲线向上平移,并使翼型低头力矩增加.高度为翼型弦长0.5%的Gurney襟翼可以带来超临界翼型的最大升阻比.同Gurney襟翼对NACA 0012翼型气动特性改变的对比表明,其在超临界翼型上带来的升力系数增量要大于在NACA 0012翼型上的效果,但是带来的低头力矩增量较小.