气膜孔布局对前缘气膜冷却效率影响的实验

针对叶片前缘结构的特点,建立了前缘气膜冷却实验台,实验模型由半圆柱面和两个平板组成,在距离滞止线2倍气膜孔直径距离位置布置了1排气膜孔。主流在前缘的湍流度为8%,二次流和主流密度比为1.5,动量比变化范围为0.5~4,分析了在不同动量比下气膜孔间距和径向角变化对径向平均气膜冷却效率的影响。径向角分别为0,°45,°65,°孔间距与孔径的比分别为2,3,4。研究结果表明,随着孔间距的增加,径向平均冷却效率逐渐降低。径向角对径向平均冷却效率的影响非常复杂。     

低红外发射率迷彩填料的制备及光谱特性

采用化学液相沉淀法获得了具有核层结构的 Al/ SiO2/Fe2O3颜料,在基本不改变Al粉在8～14靘波段红外发射率的情况下,实现了片状Al粉的物理着色.分析了正硅酸乙酯(TEOS)水解一缩聚反应及氯化铁水解反应机理,并以此制备了Al/SiO2/Fe2O3三层结构的复合粒子,研究了包覆的工艺条件.通过扫描电镜、能谱、X射线衍射、紫外-可见光吸收谱等方法对包膜后的片状Al粉粒子进行了分析与表征.实验结果表明,通过液相沉积法在Al粉表面成功包覆了SiO2/Fe2O3薄膜,得到了低红外发射率的迷彩Al粉颜料.     

塞式喷管设计和性能验证

提出了简化的塞式喷管型面设计和优化方法,并以气氢/气氧为推进剂,对圆转方内喷管一单元直排塞式喷管性能进行了热试实验验证.用圆弧和抛物线近似内喷管型面,用抛物线和三次曲线近似塞锥型面,以从海平面到设计高度的飞行总冲最大为目标函数,进行塞式喷管型面设计和优化.介绍了实验系统及实验发动机主要零部件的结构和设计参数,给出了实验参数测量结果、实验照片和数据分析.实验表明,塞式喷管具有良好的高度补偿能力和较高的效率.在三个不同高度下,实验喷管效率在93%～98%之间,预计设计点效率不低于98%.实验结果表明,所提出的塞式喷管型面设计和优化方法是合理可行的.     

梯形突片气膜冷却特性的实验

为了研究突片对气膜冷却的影响规律,设计了3种不同堵塞比的梯形突片,采用红外摄像仪对不同形状突片冷却结构的壁面温度场进行了测试,并对气膜冷却特性的影响规律进行了实验研究.研究结果表明,与无突片的气膜冷却相比,突片的存在大大提高了气膜冷却效率和对流换热系数;冷却效率沿气流方向存在一个最佳吹风比值;对流换热系数在本实验范围内,堵塞比为0.214时气膜冷却对流换热系数最大.      

直径比对冲击气膜组合冷却流动与换热的影响

 通过数值模拟,研究了涡轮叶片弦中区所采用的新型双层腔冷却结构的冷却特性,系统分析了冲击气膜组合冷却的流动与换热特性,讨论了冷气进口雷诺数Re、吹风比M以及气膜孔与冲击孔的直径比D/d对组合冷却效果的影响。计算参数范围是：冷气进口雷诺数Re＝2 000～5 000,吹风比M＝0.6～2.0。计算结果表明, 冷气进口Re,M以及D/d对双层腔结构冷却效果的影响非常明显,在计算范围内:（1）Re和M越高,冷却效果越好;（2）当冲击孔直径一定时,增加气膜孔的直径,冷却效果会随之增加;（3）当冲击孔直径一定时,增加气膜孔的直径,流阻系数会随之减小。     

战斗机模型大迎角风洞实验的雷诺数影响实验研究

介绍了两个战斗机模型大迎角风洞实验雷诺数对实验数据的影响,分析了造成这种影响的原因以及为获得得能反映同雷诺数流动特点的稳定性动数据所采用的实验模拟技术,重点描述了雷诺数对大迎角俯仰力矩,零侧滑偏航力矩和滚转力矩的影响,探讨了零侧滑偏航力矩对不同的模型头部构型随侧滑角变化的多情况。     

双向扩张型孔射流角度对气膜冷却特性影响的实验

设计了气膜冷却实验台,测量了单排7个气膜孔的平均换热系数和冷却效率.气膜孔倾角为20°,45°和90°,孔间距P/d=3.动量比变化范围为1～4.重点研究主流零压力梯度下动量比和孔倾角对换热系数比和冷却效率影响.结果表明,动量比的增加使换热系数比和冷却效率都增加,随着倾角增加,动量比对冷却效率的影响减弱;倾角对换热系数比的影响非常复杂,倾角的增加使冷却效率减小.倾角20°的冷却效率明显高于倾角45°和90°的冷却效率.      

交替大小肋片方腔通道内换热性能的数值模拟

采用商业软件CFX研究了内部具有不同间距的周期性交替大小肋片的方腔通道的换热性能.结果发现:流体流过斜置肋片时,从肋片的上游端点开始形成一个紧靠带肋壁面向斜下游发展的喇叭状涡,此涡使肋片之间形成卵形高换热区域;高换热区域面积的大小与流体流动情况有关,而且受下游肋片影响.与采用单一尺寸肋片的通道相比,在适当的位置加入小肋片能够改善再附着区域下游的换热,同时降低通道的流阻系数,增强综合换热能力.      

解决一体化设计

通过风洞实验,人们发现:二维矢量喷管向下偏转后,除了可以产生预期的推力分量和俯仰力矩外,喷流的转折往往还能在扁宽的后机身或机翼等部位诱导出超环流,形成附加的气动升力,其数值随喷口偏角的增大而增大。此种情况在采用三维喷管的飞机上基本上是见不到的。三维矢量喷管偏转后,一般只能通过推力指向的变换,为飞机提供所需的纵向或方向操纵力矩,对外界气流的影响相对较小。     

变攻角下孔隙射流对高负荷扩压叶栅气动性能的影响

本文对采用孔隙射流的某大折转角雎气机叶栅进行了实验研究．给出了不同攻角下叶栅流道内的静压分布、表面极限流线以及出口流场的气动参数,通过在不同叶高处开孔探讨了孔隙射流位置对大负荷扩压叶栅气动性能的影响。实验结果表明,孔隙位置对端壁静压的影响不大;开多孔方案对叶栅气动性能的影响要强于单孔方案：在设计攻角下,孔隙射流能够改善角区流动,同时降低叶片中部损失,单孔方案的最佳开孔位置位于25％相对叶高处,质量平均能量损失系数相对原形叶栅降低4．75％,开多孔方案巾能量损失相对原形叶栅最多降低5．52％：在负攻角下．孔隙射流导致叶栅性能下降,而在正攻角下,孔隙射流大幅提高叶栅性能,能量损失系数相对原形叶栅最多降低12．7％。