收敛形进气道数值研究的验证

介绍一种新型的、具有最小喉道面积的三维高超声速进气道 (称之为收敛形进气道 )的数值和实验研究结果。表明使用这种形式的进气道 ,在整个飞行速度范围内可以降低阻力和高超声速发动机表面的热防护要求 ,通过降低外压缩表面的倾斜度和减少进气道及燃烧室壁的面积就可以做到这一点。在采用低维次流动的气体动力设计方法的基础上设计成这种形式的进气道。计算是在无粘气体模型构架内用有限体积法进行的。同时用边界层方程计算出计及粘性的气流特性和进气道特性。数值算法是通过收敛形进气道的有限宽楔形外压缩表面的计算和实验数据来验证的。进行实验研究的马赫数M=2～ 1 0 7,基于模型进气道高度的雷诺数Re=( 1～ 5) × 1 0 6。数值计算与实验结果一致性很好。这些结果也和通常的二维进气道的数据作了比较。     

翼型边界层及近场尾流的湍流特性与气动噪声特性相关规律试验研究

变湍流度试验结果表明 ,湍流度对翼型边界层和尾流的湍流特性、转捩情况、气动噪声特性及其它们间的相关特性有显著影响。这种影响有一定规律。笔者得出了苦干有价值的半经验关系式。     

应用约束条件快速解算整周模糊度

ＧＰＳ载波相位测量用于解算载体的航向和姿态时必需解决的问题之一就是整周模糊度的确定。近年来提出了多种模糊度的解算法方法,但对ＧＰＳ航姿系统来说,若能利用固有的约束条件则会使模糊度问题变得简单且快速有效。在详细分析了几种约束条件的基础上,文中探讨了如何合理 这些约束条件来减小模糊度的搜索范围,以加快模糊度的解算速度,并对检验方法作了改进。通过仿真结果对文中方法进行了检验。     

纵波法探伤定量分析的不确定度评定

测量不确定度在检测工作中非常重要,ＩＳＯ等国际组织已有要求。本文分析了超声波探伤纵波检测的误差来源,评定了在探伤过程中的不确定度。     

低速高湍流度90°弯管流动数值模拟

分析了曲率对弯曲管道流动的影响 ,给出了曲率修正的双层 k-ε湍流模型 ,并数值模拟了非均匀来流低速高湍流度 90°弯管内流动。文中比较了曲率修正双层 k- ε湍流模型的计算结果与实验结果 ,以及双层 k- ε湍流模型和逆压力梯度修正双层 k- ε湍流模型的计算结果。通过比较 ,发现经过曲率修正后的双层 k- ε湍流模型更好地模拟了非均匀来流低速高湍流度 90°弯管内流动。同时比较了壁面参数的插值方法 ,发现在弯曲管道流动模拟中对壁面参数进行一阶插值比零阶插值能更好地模拟真实流场     

低湍流度磁悬浮风洞的气动和结构设计

对磁悬浮风洞的历史、现状作了简要回顾和介绍 ,提出了建造 30 0mm× 30 0mm磁悬浮低速风洞 (简称MSWT 30 0 )的设计思想 ,给出了MSWT 30 0主要部件 ,包括离心式鼓风机、过渡段、大角度扩散段、稳定段、收缩段、实验段。MSWT 30 0的建立将结束我国没有磁悬浮风洞的历史     

2.4m风洞M数和稳定段总压控制策略研究

我国自行研制成功的 2 .4m风洞现已投入使用。该风洞控制系统与国内现有风洞相比 ,控制执行系统多而复杂。该风洞成功地采用了所有试验工况M数与稳定段总压同时控制的运行方式。针对被控对象的复杂性 ,分别对神经网络控制、模型跟随自适应控制、自校正控制、智能控制及智能学习控制在该风洞上应用的可行性进行了分析。最后给出了一种智能控制策略 ,调试结果说明该风洞采用的这种控制策略是成功的     

高强驻波声场中的湍流

反射端声压级高于140dB以后驻波管中的声流结构会发生明显变化。利用流动显示和LDV（Laser Doppler Velocimetry）技术对该问题进行了实验研究。流动显示结果表明，在160dB左右的高强驻波声场中随着旋涡结构的合并、破裂等现象的出现，声致流动有明显的湍流特性。LDV测量结果显示，随着驻波管中声压级的提高，一些测点的速度频谱明显加宽，出现高频速度脉动，而另一些点的速度频谱则没有显著变化。径向湍流强度测量结果显示，此时管中流动已是复杂的三维结构,而非轴对称的二维结构。     

连续式跨声速风洞设计关键技术

为研制先进飞行器,除了提高现有风洞试验测量精度和改进试验技术外,必须建立高性能连续式跨声速风洞试验设备,解决飞行器高速风洞试验模拟能力和精细化模拟问题.以试验段尺寸0.6m×0.6m连续式跨声速风洞设计为例,给出了风洞总体设计方案,分析了如何降低风洞气流脉动、如何改善风洞流场品质、提高风洞运转效率和拓展风洞试验能力等关键技术途径.该风洞作为大型连续式跨声速风洞的引导风洞,方案设计主要采用了高压比压缩机驱动系统、半柔壁喷管、低噪声试验段、高性能换热器和三段调节片加可调中心体式二喉道等新型技术.     

连续变迎角测力试验技术在大型暂冲式跨声速风洞中的应用

由于暂冲式高速风洞运行时间短暂,普遍采用阶梯变迎角方式进行静态测力试验,其试验信息量难以满足先进飞行器研制的试验需求.为在暂冲式高速风洞中获得更为详尽的气动力信息,在2.4m跨声速风洞中进行了连续变迎角测力试验技术应用研究.主要介绍了该项试验技术的基本特点,给出了J7标模的主要试验结果.结果表明,该项试验技术获得的气动力数据与常规阶梯方式具有很好的一致性,可以满足工程实用的要求.