轴流风扇内部气固两相流动高速摄影实验研究

利用高速摄影技术对轴流风扇内部粒子的运动特性进行了测量。实验测量了3个圆周面内跨叶片间粒子的运动规律。所用粒子为1mm直径的泡沫球。对拍摄图像进行处理之后发现:(1)在叶轮通道内压力面一侧粒子浓度比较大, 吸力面一侧则比较小, 并且在吸力面有无粒子区存在。(2)粒子和压力面发生碰撞和反弹, 而不会和吸力面发生碰撞。(3)在压力面一侧粒子的运动速度比较低, 而在吸力面一侧粒子的运动速度比较高。      

F—16飞机大迎角飞行特性分析

采用六自由度全量运动方程和三通道飞行控制系统模型，使用时域动态响应的方法，研究了Ｆ－１６飞机在大迎角下飞行的深失速特性和尾旋特性，并对尾旋进入和改出的机理进行了探讨。通过分析研究可午出结论：Ｆ－１６飞机具有深失速特性，若进入深失速后，可用先拉杆后推杜操纵方法改出；Ｆ－１６飞机进入尾旋的主要原因是航向自转和偏航、滚转气动交感；在改出尾旋过程中，方向舵操纵力矩、航向静不稳定力矩、偏航惯性交感力矩对制止     

高速多级风扇转子后流场测量

针对高速多级风扇转子出口流场的特点,突出追求高频响、小尺寸、高精度、可靠性,发展了一种圆柱单孔高频压力探针。借助位移机构和高速数据采集处理系统,并在测量过程中实时标定传感器零点和灵敏度,成功地直接测出了某高速多级风扇第三级转子出口二维周期性流场。以数据的准确性和精细的分辨率,为这个级的修改设计提供了重要的真实流场依据,并证明了这种探针、测量和数据处理计算方法及测量系统简单、精细、实用和可靠。      

计算超声速战术导弹大攻角气动力的数值方法

本文给出了超声速大攻角情况下战术导弹气动力特性及压力分布的计算方法。该方法以Woodward,F.A.等人的有限基本解方法为基础。考虑了弹身头部涡、翼面前缘涡、翼面侧缘涡、后缘涡及诸运动涡系的影响,使其应用范围超出了小攻角的限制。 本方法适用于有、滚转有任意舵面偏转情况下正常式或前控导弹外形的气动力特性及压力分布计算。攻角范围直到25°。     

利用涡的有利干扰推迟翼涡破裂

本文通过测力和水槽流态观察试验研究了战斗机和导弹式的翼体组合体翼涡破裂的推迟措施。利用安置于机翼(弹翼)前方和机体两侧的大后掠、小面积的机体边条所产生的边条涡的有利干扰,可以有效地推迟翼涡的破裂,从而达到提高最大升力系数和临界迎角的目的,试验表明,安置在不同位置的机体边条均可不同程度地提高最大升力系数C_(Lmax),在适当位置时,可提高临界迎角α_(kp)达2°～3°。     

大转角透平叶栅叶片反弯曲的实验研究

同常规直叶栅相比 ,叶片反弯曲可改善端壁前缘区流动 ,降低前缘涡和通道涡强度 ,减小前缘涡损失及通道涡粘性耗散损失 ,整个叶栅的通流能力提高 3.2 % ,质量流量平均总损失降低19.1% ,同时 ,叶栅出口气流条件也得到改善。因此 ,对于大转角透平叶栅 ,在进行弯曲叶片的弯扭气动联合成型时 ,迫切需要研究和采用这种新的叶片叠积方式 ,以使二次流损失降低。     

包括粘性影响的跨音速纵向大扰动非定常翼型绕流计算

本文提出一种计算效率高、并改进小扰动理论的二维跨音速定常和非定常流的计算方法——非定常纵向大扰动流速势方程和边界条件的数值解。本方法还考虑了包括边界层位移厚度以及激波-边界层干扰的粘性影响。文中给出了NACA 0012翼型和NLR 7301超临界翼型绕流的算例,计算结果与实验作了比较。     

空天飞机用涡轮风扇-冲压组会发动机的设计研究

本文对分离式涡扇-冲压发动机进行了初步设计研究,讨论了如何选择发动机结构外形,设计参数(包括旁路比、压力比、涡轮前温度和燃料种类)以及涡轮冲压发动机工作方式等。通过计算表示了不同设计参数对发动机性能的影响,还分析了普通进气道对发动机性能的影响。     

风扇冲压发动机性能计算及参数分析

本文介绍了涡轮风扇冲压组合发动机的一种简化的热力性能计算方法及风扇压比为3的风扇冲压发动机沿等动载((?)=0.7)轨迹飞行时发动机性能计算结果。文章着重分析了风扇压比对发动机高空推力及起飞推重比的影响,还分析了大飞行动载及高飞行攻角对发动机性能的有利影响。最后,对发动机在M≥6之后采用注水加力方法提高亚燃冲压发动机工作上限问题进行了研究。     

亚音速、大攻角、时间域完全非定常机翼气动力的计算方法

 当前有关大攻角机翼气动力的数值方法,多数只适用于不可压情况。对于亚音速范围,只对定常情况进行过计算,至今尚未见到非定常方面的文章。为此,我们将文献[1]的方法作进一步发展,使之适合于计算大攻角非线性问题。由于亚音速非定常时间滞后以及尾涡形状不断变化,所以计算比较复杂,本文在处理过程中力求简单。