超声速进气道喘振的机理研究

应用数值模拟方法对中心锥中心进气混压式进气道的喘振现象进行了研究。在数值计算的基础上,根据进气道出口截面每个网格点的压力、密度、速度等参数计算了进气道喘振过程中流量系数和总压恢复系数随时间的变化情况。同时给出了在喘振过程中激波振荡的振幅、频率、对应的波系图案。并根据进气道头部分离涡的发展情况以及进气道内通道中状态参数的变化情况对喘振产生的机理进行了分析,认为进气道头部分离涡对喘振的产生起关键的作用。     

空间飞行器的对接分离与地面模拟试验的仿真分析研究

对两对接飞行器的分离过程和地面模拟试验过程进行了理论分析,论述了两飞行器在分离瞬 间空间分离过程与地面模拟试验过程之间的对应比拟关系;依据地面试验中给出的多种工况 ,利用多体动力学软件ADAMS仿真分析并比对了地面和空间零重力两种环境条件下两飞行器 分离时的运动特性,讨论了地面五自由度对接分离气浮平台模拟两飞行器在空间实际分离时 带来的原理误差影响。     

F/A-18E/F机翼突然失速问题的调查经过和解决方案

在F/A—18E/F的试飞中暴露出来的"掉翼尖"(机翼突然失速)问题,一度使得F/A—18E/F项目发展陷于停顿。为此,美国军方协调多方研究力量对F/A—18E/F的机翼突然失速问题进行了详细的调查,并最终在实际试飞过程中找出了最佳解决方案。     

微型涡流发生器控制超临界翼型边界层分离实验研究

在低速风洞中研究了微型涡流发生器对超临界翼型边界层分离的控制。根据超临界翼型边界层分离特性，提出了涡流发生器的流动机理。研究了梯形涡流发生器不同高度和弦向位置对边界层分离控制效果的影响。研究表明，微型涡流发生器对超临界翼型边界层分离的控制主要起减阻作用；适宜采用微型涡流发生器对超临界翼型边界层分离进行控制，其最佳位置应在分离线前2～5日涡流发生器高度之间。     

林德引领全球激光气体解决方案

林德集团（The Linde Group）是全球领先的气体和工程集团,旗下拥有林德气体和林德工程两大业务分支,总雇员约65500人,业务遍及全球约100个国家。林德是于20世纪80年代进入中国市场的第一家国际气体企业。目前,在大中华区拥有近5500名员工,分布在约70个子公司和合资企业,林德还在大中华区的主要工业中心设有约200个运营工厂。     

液体火箭发动机喷管流动特性及高度补偿研究进展

喷管作为液体火箭发动机产生推力的重要组件之一,其内部存在的复杂流动现象对发动机性能具有重要影响,本文综述了该领域的相关研究进展。传统喷管在过膨胀状态下会产生自由激波和受限激波两种分离模式,其非定常、非对称性给发动机带来严重的侧向载荷,也造成流动预测较为困难。采用凹坑或涡轮废气主动射流等方式能够避免受限激波分离的出现,抑制侧向载荷,但却无法对喷管损失的性能进行有效补偿。通过对传统喷管的创新设计,高度补偿喷管不仅能够有效控制管内流动,还能在不同程度上提升发动机性能。然而,高度补偿喷管形式众多、各有所长,工程应用应谨慎决策。此外,各种形式的高度补偿喷管内仍旧存在激波/边界层干扰、分离、回流等不利的流动现象,亟待对其开展深入研究。     

计及分离的机翼低速气动特性的一种近似计算方法

本文介绍一种计算带分离的大中层弦比、小后掠角机翼低速气动特性的近似方法。根据给定机翼的平面形状和几何迎角,按线化升力面理论算出升力和力矩沿展向分布的第一次近似值。再逆向应用升力面理论估算下洗流场,从而近似地得到各个削面的有效迎角。然后根据有效迎角及雷诺数,从翼型实验数据得到相应的升力和力矩分布的第二次近似值。如此反复迭代直至收敛为止。