射流点火对爆震管中爆燃转爆震影响的实验

采用射流火焰的点火方式进行了爆震管中乙炔和空气混合物从爆燃向爆震转捩的实验研究.爆震管一端开口一端封闭,在封闭端与爆震管垂直安装预燃室,采用火花塞在预燃室中点火,形成射流火焰引燃爆震管中的混合物.基于光电转换原理研制的火焰测速系统测量了爆震管中火焰传播速度.实验表明,与在爆震管壁面火花塞点火相比,射流火焰点火加大了爆震...     

几种关于附面层分离主动控制方法机制的概述

随着飞机和发动机设计性能要求的不断提高,流体的主动控制变得越来越重要,并显出不可替代的作用。流体主动控制方式通过小尺度、局部的能量注入,特别是通过对临界点附近的控制来改变全场的流动结构,并且能够对复杂的动态系统进行精确的相位控制,所以在近年的流动控制领域变得非常活跃。本文对合成射流、等离子体、电磁体积力这些主动控制方法及其机制进行了详细的介绍,并得出结论：相对于被动控制方式,主动控制方式具有明显的优势。     

计算流体动力学在航天飞行器射流逆流中的应用

超声速射流逆流通常用于导弹、航天飞机、卫星和飞船等飞行器运动状态的控制。欠膨胀超声速射流逆流的流场包含有多激波（如弓形激波和马赫盘）、接触间断和剪切层，其结构非常复杂。本文采用激波高分辨率有限差分（ＴＶＤ）格式，对恒定自由流条件，各种不同射流出出口压比的超声速轴对称逆射流进行了数值模拟，且对各种条件下的物理现象给予了分析。计算的马赫盘和弓形激波位置与实验值相吻合，为此类流动问题提供了一种有效的预测     

用PIV技术测量自由射流瞬态流场

利用ＰＩＶ技术测量了射流流场，得到了自由射流核心区的瞬时速度场，并对实验结果刊物地分析总结。比较了射流出口雷诺数分别为２３００及３５００时流场的实验结果，在低雷诺数情况下，射流的边界层较薄，展向尺寸较小，随着出口雷诺数的增高，射流边界层明显增厚，展向尺寸也更快增大。     

近距离散冲击射流换热实验研究

涡轮叶片内的冲击换热多取近距离散冲击换热 (冲击距与喷孔直径之比 Zn/dn<3,喷孔中心距与喷孔直径之比 Cn/dn<3)。由于在叶片前缘有气膜出流孔 ,因而对叶片内前缘冲击换热做大面积平均实用意义较小。所以本实验旨在总结近距冲击下驻点连线及驻点附近小面积的换热规律并得出新的经验公式 ,这具有较大的实用意义。     

超声速X形鸭翼-弹身组合体涡迹发展

应用蒸汽屏方法研究超声速X形鸭翼-弹身组合体涡迹发展。观察了起源于鸭翼后缘的四个翼涡在横截面上形成的“蛙跃”和上反角二翼涡与弹身一对对称脱体涡形成的“混合式蛙跃”现象。在临近蛙跃距离时,有不稳定特性发生。文中还给出了细长体理论计算的涡迹路径跟实验数据比较,结果表明:如果各个旋涡的初始位置和相对强度适合,这种数学模型可计算导弹上的各个旋涡路径,二者存在的差别,可能是由于计算未能模拟涡面和涡量耗散的缘故。为了有助于理解导弹的气动特性,用少量的离散涡计算涡迹路径,作为工程估算是适宜的。     

超声速主流中横向喷流场的激波—旋涡结构的数值模拟

本文利用NND格式,通过求解NS方程,对二维超声速主流中横向喷流干扰流场进行了数值模拟,计算清楚地给出了激波结构、回流区和混合层。本文计算得到的激波结构和实验相当一致。最有兴趣的是由于喷流的干扰,主流在喷口前发生主涡分叉,观察到三个流向旋转涡和两个反流向旋转涡;在喷口后的背风区,存在具有低压和回流区的尾迹。     

超声速机翼－尾翼组合体的非定常气动力边界元法

本文以Ｇｒｅｅｎ函数为基础的边界元，应用时间历程法，计算机翼－尾翼组合体的非定常气动性能。这为飞行器的设计及其非定常气动特性分析提供了一种有效和完善的计算方法。本文介绍的方法，特别适用于研究、分析各类飞行器非定常动态响应过程的数值计算，例如飞机对突风动态响应等。本文提供的三维机翼的超声速启动过程非定常气动力数值结果，与Ｌｏｍａｘ理论解作了比较，可以看到吻合得很好，说明本文所使用的方法是可行的。对于机翼－尾翼组合体的数值结果，则进一步提供了尾翼受到机翼的洗流影响过程。     

超声速主流中逆向喷流流场的数值模拟

本文在差分格式NND-2基础上^[1]，提出了一个修正格式，形式简单，应用方便。从薄层近似的NS方程出发，用该格式计算了超声速主流中存在逆向喷流的钝体绕流的粘性流场，成功地捕捉到流场内的各种波系和涡系结构。计算的结果与文献[2]中的实验结果比较表明二者符合很好。     

单向石墨／环氧复合材料的纯水射流切割及磨料水射流切割

单向石墨／环氧复合材料的纯水射流切割及磨料水射流切割１前言石墨／环氧是一种高弹性模量的聚合物基复合材料，由于质量轻、强度高开始在航空航天和汽车工业中广泛应用。在零件的形状和精度难以直接用模具制造出来的情况下，机械加工是唯一可行的方法。但是加工复合材料...