FL-11风洞旋翼翼型俯仰/沉浮动态试验装置的研制

为全面开展直升机旋翼动态失速研究,在FL-11风洞研制了俯仰/沉浮两自由度动态试验装置.首先设计试验装置的机械结构,并利用有限元法对机械支撑框架和运动基座进行静力学和模态分析;其次采用多电机同步驱动实现翼型俯仰和沉浮运动,利用SIMOTION D和S120构建的运动控制系统保证控制精度;最后利用基于龙门轴锁定增益补偿算...     

旋翼翼型非定常动态失速响应的计算

基于旋翼非定常翼型气动模型,给出了计算分离流和深度失速状态下的翼型非定常升力、俯仰力矩的数值计算方法。该方法采用半经验指数响应公式,利用数值离散方法来求解翼型的非定常法向力和俯仰力矩。分别计算了NACA0012和SC-1095翼型上的非定常气动载荷,并与可得到的试验结果进行了对比,验证了方法的有效性。文中还讨论了缩减频率和马赫数对动态失速响应的影响;然后,这个模型被改进以适用于后掠流下的翼型动态失速响应计算,分析了后掠角对翼型动态失速响应的影响。最后,得出了一些结论。     

低速离心压缩机旋转失速的试验研究

对某低速离心压缩机无叶扩压器壁面静压波动和内部流场进行了详细的试验测量,重点研究了小流量工况下的不稳定流动和旋转失速.在试验中,首先使用高频动态压力传感器获得了不同流量工况下扩压器前盖板处的静压波动,并对测量结果进行了频谱分析,以确定旋转失速起始工况点和不同小流量工况下的失速频率.然后使用PIV测速设备详细测量了在失速条件下,无叶扩压器及叶轮流道内部的流场变化.试验丰富了对低速离心压缩机旋转失速流动现象的认识,为设计高性能的离心压缩机提供了丰富的实验数据.     

基于支板稳燃的超声速火焰特性研究进展

以超燃冲压发动机燃烧室为主要研究对象,对超声速气流中的火焰稳定机理及火焰传播特性的研究进展进行了综述,涵盖了不同稳燃器的超声速燃烧室中的火焰特性及火焰稳燃机理分析、火焰传播及振荡特性等研究内容,旨在揭示超声速气流中的火焰特征并进一步实现燃烧室的性能优化,以期对超声速燃烧室的火焰特性相关研究提供一定的参考。首先,从燃烧室流动及燃料驻留时间的角度分析了超声速火焰稳定的难点,进一步分析了超声速燃烧室中火焰稳定的基本判据,总结了当前两种主流的火焰稳燃模式,分析了支板稳燃器在增强燃料掺混方面的优势,并以支板稳燃为主要侧重点进行了后续火焰特性的研究;其次,从增加燃料驻留时间和减小燃料化学反应时间两个角度总结了当前实现超声速火焰稳定的基本方法及稳燃原理。最后,讨论了火焰稳定之后的燃烧室火焰动态特性,包括火焰传播特性和火焰振荡特性,为后续的燃烧优化提供参考。     

有翼航天飞行器高速动态气动特性试验研究

在CARDC0.6m×0.6m高速风洞中进行了航天飞机类模型的动态失速试验。在M数为0.4～1.2,迎角为0°～75°范围测量了模型的动态气动特性,研究了各种运动参数对动态气动特性的影响。结果表明,在试验范围内,俯仰振荡引起了不同程度的气动迟滞现象,各运动参数对模型的动态气动特性都有重要影响,仅在迎角约为20°～40°时,非定常法向力增量存在,相应的非定常效应较明显。     

孤立翼尖涡模态演化规律的实验研究

采用主动流动控制方法加快翼尖涡衰减破碎是提升机场起降频率、保证飞机飞行安全的最具潜力的技术之一。由于翼尖涡不稳定性认识的不足,已有的主动控制方法常常不能获得最优的控制效果。为了揭示翼尖涡不稳定模态的演化规律,采用体视粒子图像测速技术和线性稳定性分析方法对孤立翼尖涡的不稳定模态演化特征进行研究,结果表明：孤立翼尖涡的扰动模态可以根据其在特征值谱的位置分成主扰动模态、P族次级扰动模态、A族次级扰动模态、S族次级扰动模态4种;其中主扰动模态和P族扰动模态具有两瓣式的结构特征,决定了翼尖涡摇摆的各向异性特征,A族次级扰动模态具有流向速度波动大于横向速度波动的特征,S族次级扰动模态则具有更高的切向波数和作用范围。不同族扰动模态的流向演化规律不同,翼尖涡的主扰动模态和P族扰动模态沿流向发生旋转,并且扰动幅值随着流向逐渐放大,A族次级扰动模态随着流向发展会逐渐增大扰动幅值;S族次级扰动模态随着流向会逐渐覆盖住整个涡核,这种穿透涡核的扰动会随着流向进一步放大。描述了不同翼尖涡扰动模态的扰动能量随流向的演化规律,发现S族次级扰动模态有更高的切向波数特征,也同时具有较高的扰动能量增长,意味着利用S族次级扰...     

总温畸变下跨声压气机失速过程非定常模拟

为研究进气总温畸变条件下跨声压气机失速机理,对德国Darmstadt跨声单级压气机开展进口周向范围180°、高温区500 K总温畸变条件下全环非定常数值模拟研究。结果表明进气总温畸变条件下压气机流量显著减小,总压比大幅下降。压气机转子出口面不同周向位置的总压径向分布不同。对于顺转子叶片旋转方向,在高温区总压逐渐减小,低总温区域的转子出口总压高于高总温区域。随压气机逐渐接近失速点,总压径向分布不均匀性增大。当流量进一步减小后,总温畸变下诱发旋转失速的先兆波为突尖型,最先出现失速先兆的周向位置是转子叶片离开低温区、转入高温畸变区时。失速先兆的周向传播速度约为88.9%转子转速,失速初期失速团的周向传播速度约为66.0%转子转速。整个失速过程伴随转子出口流量的大幅度波动,由失速团沿周向的运动和合并引起。     

跨声轴流压气机等离子体控制实验

为了能有效地拓宽压气机的失稳裕度,在一台跨声轴流压气机上进行了基于介质阻挡放电（DBD）等离子体激励扩稳的实验研究.实验中分别选取了正弦交流电源和纳秒脉冲电源提供激励,并在跨声压气机40%设计转速和65%设计转速下对其扩稳效果和效率进行了对比分析.结果表明:在40%设计转速时,正弦交流电源和纳秒脉冲电源均能有效拓宽压气机流量范围,其中正弦交流电源激励方式能够使压气机综合失速裕度改善（SMI）达到15.33%.在65%设计转速时,两种激励方式的扩稳效果明显减弱,此时纳秒脉冲电源激励方式的扩稳效果更好.在压气机效率方面,纳秒脉冲电源对压气机设计点的效率影响更小,在40%设计转速时甚至能略微提升其设计点效率.实验结果表明,合理地选择激励方式有助于提高等离子体激励的扩稳效果,为实际压气机中基于介质阻挡放电等离子体激励扩稳措施的设计提供参考.      

物—伞系统运动稳定性判据

物—伞系统运动稳定性分析是飞行器回收系统设计需深入研讨的重要课题。本文在把伞视作刚体的条件下,按物—伞系统平面运动方程考察其在平衡状态附近的稳定性,给出了运动稳定性判据。这里,伞可以是单伞也可以是双伞。     

BW—1变稳飞机验收试飞

文章介绍了变稳飞机验收试飞情况,包括试飞内容、方法、结果和结论。并分析了改变短周期频率和阻尼、系统延迟、杆力梯度、人感系统频带、配平速度以及控制模式等对飞行品质的影响。验收试飞表明,BW-1变稳飞机研制是成功的,系统工作是可靠的,它为今后我国的飞行品质研究工作开创了一个新局面。