幂律流体液膜破裂的线性稳定性分析

为对凝胶推进剂撞击式喷嘴产生的液膜的破裂行为进行研究,使用线性稳定性分析方法并结合幂定律本构方程对幂律流体液膜的稳定性进行了研究,并对流体物性参数、流变参数等对液膜流动稳定性的影响规律进行了分析.结果发现:稠度系数、流动指数和表面张力越大,液膜表面扰动波的增长率越小,波长越大.而较高的液膜速度、气液密度比和液膜厚度都使扰动波增长率变大,但波长随液膜速度和气液密度比的增大而减小,而液膜厚度的情况却相反.理论计算与实验值的对比表明,线性稳定性分析能较准确地预测液膜的破碎长度,但预测的表面波长却大于实验值.      

气氢/气氧同轴剪切单喷嘴燃烧室壁面热流计算与分析

以气氢/气氧为推进剂,采用数值模拟方法,研究了同轴剪切喷嘴设计参数——氢氧速度比和氧压降比对单喷嘴燃烧室内燃烧过程和壁面热载的影响,并将绝热壁面条件、等温壁面条件的计算结果与试验结果进行了对比分析,结果表明:氢氧速度比增大,燃烧性能提高,壁面热载增加;氧压降比增大,燃烧性能下降,壁面热载减小;相比采用壁面绝热燃气温度,采用热流预示燃烧室壁面热载与真实情况更为接近.      

基于数据模型的某型民用飞机货舱区域腐蚀影响因素研究

 为研究舱内环境因素对民用飞机货舱区域腐蚀的影响,采集了停场飞机的货舱内外环境指标的数据,建立线性模型,给出了飞机货舱内外环境指标的数量关系。收集了国内几家航空公司某型民用飞机长期的结构腐蚀维修数据,计算了飞机货舱区域腐蚀频率与环境因素的灰色关联度,选取影响腐蚀的主要环境因素,提取主成分消除环境因素之间的多重共线性,建立腐蚀频率的多因素回归模型,研究了各类环境因素对飞机货舱区域腐蚀的影响规律与特点。分析结果表明:高温高湿天数与降水指标对该型飞机货舱区域腐蚀有显著的促进作用,并且不同航空公司的货舱区域腐蚀频率有显著差异,表明运营、结构检查和维护等人为因素对货舱区域腐蚀有显著影响。分析结果符合民用飞机货舱腐蚀控制的工程经验,表明研究方法是合理的。     

压气机叶片气流流动发声机理的初步试验研究

以平面叶栅为试验研究对象,研究了叶片槽道气流旋涡与噪声声压级的关系。在此结果的基础上,以某发动机高压压气机零级静子叶片组成扇形试验件,在不同进口气流速度和攻角下,进行了叶片发声试验研究。得出了不同进口气流速度和攻角下,叶片出口气动噪声频谱及声压级的变化规律,认为分离区内强烈的气流脉动是其噪声产生的根源,且产生的较高能量的宽频噪声或宽频激振源会对构件产生声疲劳破坏,应引起足够重视并进行深入研究。     

超声速飞机低声爆布局混合优化方法研究

声爆精确预测及低声爆设计方法已成为新一代军民用超声速飞机研制过程中必须解决的关键难题之一.将改进后的SGD(Seebass-George-Darden)反设计方法、声爆预测算法与遗传算法相结合,形成低声爆布局混合优化方法,利用遗传算法对SGD参数进行优化,得到具有较低声爆超压值和较大有效容积的等效截面积分布,进而得到低声爆布局方案.构建了低声爆混合优化设计环境,可以对方案的声爆水平、感觉噪声级、机体有效容积以及等效截面积分布等进行计算分析,在总体设计阶段具有较高的工程实用价值.优化后的方案采用连翼布局,钝形机头设计,优化后方案的声爆超压值降低了14.51％,机体有效容积增加了15.08％.由于尾部激波强度的不同,地面声爆感觉噪声级随滚转角的变化呈现先变小、后变大、再变小的趋势,对于尾部声爆波形还需进一步优化研究,以降低感觉噪声级.     

空气助力改善液滴雾化质量的研究

对一种新型的内混式空气雾化喷嘴进行了测量和研究,其目的是探索新型内混式喷嘴在添加空气助力下增强混合改善雾化质量的应用性能。试验采用4组不同几何结构参数的内混式空气雾化扇形喷嘴,通过马尔文激光粒度分析仪测量不同气压、不同水流量等工况参数下雾化液滴索特平均直径（SMD）D32和喷雾锥角等雾化性能参数,并对试验结果作对比分析。结果表明,水流量为定值时,SMD随着气压的增加明显减小,在0．8MPa到达极小值后趋于稳定,喷雾锥角随气压的增大先变大后减小;气压为定值时,SMD随着水流量的减小逐渐减小,喷雾锥角随着水流量的增加逐渐增大;比较不同几何结构参数,#1-2内混式空气雾化扇形喷嘴在4组喷嘴中具有最好的雾化效果,当气压为0．8MPa,水流量为20L／h时,SMD极小值为16μm。     

基于FPGA的半球谐振陀螺频率跟踪技术

半球谐振陀螺谐振频率的跟踪精度与稳定性很大程度上决定了陀螺的性能。通过分析半球谐振陀螺的频率特性以及锁相环基本原理,设计了基于锁相环的半球谐振陀螺频率跟踪方案,并用FPGA进行全数字化实现。半球谐振陀螺采用真空封装,内部温度难以测量,然而其谐振频率与温度具有很好的线性相关性,因此可采用谐振频率对陀螺温度进行测量。传统的频率跟踪方案一般采用模拟锁相环实现,其缺点是频率值隐含于输出的正弦波中,无法供后继测量模块使用,本文所设计的FPGA全数字方案可弥补这一缺陷。根据陀螺谐振频率与温度之间的关系,给出了利用跟踪频率测温的分辨率公式并进行了相关实验。实验结果显示,谐振频率为4440Hz时频率跟踪稳态相对误差可达10-7量级,利用跟踪频率测温的分辨率可达0.0042℃。     

某型航空发动机应急放油系统研究

针对某型航空发动机在地面应急放油时发生的停车故障,对该型发动机应急放油系统进行了深入的理论分析,并采用5 kHz的采样频率采集数据,进行大量的发动机台架试车和装机试车,通过微观分析,找出该型发动机停车故障的1种特殊原因.在精确分析的基础上,对应急放油系统采取改进设计,并通过试验进行了设计改进后的试车和试飞验证,在应急放油附件管接头通往加力泵接通活门管接头的内部增加φ=1.0 mm的节流嘴,使应急放油接通时主燃油喷嘴前、后压差最低值提高200～700 kPa,并且增加节流嘴后对发动机其他功能和性能无影响,从而可靠地解决了原有应急放油系统的缺陷,有效排除了某型航空发动机在地面应急放油时发生的停车故障.     

声能喷嘴供油级间驻涡燃烧室的性能试验

对一种采用声能喷嘴供油方式的级间燃烧室进行了性能试验研究.试验结果表明:当进口马赫数为0.20~0.40,燃烧室的熄火余气系数为25~35,燃烧室的稳定工作范围较宽;随余气系数增大,出口温度分布均匀性提高;燃烧效率为96%~98%,随余气系数减小,燃烧效率降低;进口马赫数对点火性能、熄火性能、出口温度分布和燃烧效率的影响较小;壁面热点温度出现在凹腔的后壁面;总压损失系数为0.03~0.11,热态时比冷态时高0.015左右; CO和NOx的排放指数分别为20~46和0.9~2.1,进口马赫数、余气系数均对污染物排放有较大影响.      

多喷管射流气动声学特性的数值研究

采用大涡模拟结合动力Smagorinsky亚格子模型对四喷管超声速高温射流进行了三维非稳态数值模拟。基于非稳态计算的结果,利用FW-H面积分方法对四喷管射流远场的声学特性进行计算,并将结果与单喷管得到的结果进行对比。结果表明,多喷管射流形成了复杂的流场,其产生的气动声场并不仅仅是单喷管简单的叠加,由于四股射流之间的相互影响使得声场也产生了新的特点,不但表现在总声压级数值上,还对改变了射流噪声辐射的指向性,最大声压级的位置由原来的50°左右变化到30°。