后加载正弯静叶栅气动性能试验研究

在环形叶栅低速风洞中采用扇形叶栅对某型超临界汽轮机高压级静叶栅进行了吹风试验。在0°、±10°冲角下测量气动参数沿叶高和节距的分布以及静压系数沿叶型的分布。试验结果表明：在叶片设计中采用“后部加载”叶型并与正弯叶片合理匹配,显著降低了叶型与二次流损失,获得了沿叶高气动参数分布比较均匀的出口气流。     

超宽带脉冲无线电在近距编队中的应用研究

编队飞行航天器间可靠的实时通信和精确的定位是需要解决的关键技术之一。超宽带脉冲无线电技术具有抗多径干扰、传输速率高、结构简单且可进行通信和导航一体化设计等鲜明特点。本文首先介绍超宽带脉冲无线电的基本原理,分析其主要特点,在跟踪编队飞行无线链路现有技术的基础上,研究了超宽带技术在近距编队中的潜在应用,最后分析了超宽带技术在航天器近距编队应用中需要注意的问题。     

正十七烷与正十八烷对航空煤油理化性能及液滴平均直径的影响

讨论了正十七烷与正十八烷(C₁₇,C₁₈)对燃料运动黏度、密度、表面张力理化性能的影响,探究了直链烷烃对SMD(Sauter mean diameter)的影响.将Key's混合规律、Tat混合规律和多项式拟合应用于密度公式的拟合,并将Key's混合规律与对数拟合应用于运动黏度公式的拟合,得出的理化性能拟合公式精度较高;通过测量纯煤油及C₁₇,C₁₈混合油雾化的SMD,实验发现随着直链烷烃的质量分数的增加,混合油的运动黏度增加,SMD也随之增加,雾化效果与纯航空煤油的相比较差,而C₁₈混合油的SMD要比C₁₇混合油要大,并且利用密度、运动黏度的拟合公式对SMD进行预测的偏差小于0.3%.      

毫秒脉冲等离子体激励改善飞翼的气动性能实验

在来流速度为30m/s时,进行了毫秒脉冲介质阻挡放电等离子体激励改善飞翼气动性能的风洞实验.等离子体激励器布置在飞翼前缘,峰峰值电压为9.5kV时,放电的脉冲能量在0.1mJ/cm量级.通过六分量测力天平测力研究了脉冲激励频率和占空比对升/阻力系数、升阻比和俯仰力矩系数的作用效果.结果表明:等离子体激励可以有效改善飞翼大攻角气动特性;在最佳无量纲脉冲激励频率F+≈1时,临界失速迎角由14°提高到17°,最大升力系数提高10%;占空比对流动控制效果影响较大,减小占空比可以降低能耗,实验中最佳占空比为5%;俯仰力矩系数的变化表明施加等离子体激励改善了飞翼纵向静稳定性.      

低裂解度正癸烷物性快速计算方法

为研究正癸烷轻微裂解时物性计算方法,基于广义对应态法则建立起正癸烷裂解过程中的密度、黏度、导热系数和定压比热容的三种计算方法,包括直接计算、物性库插值计算、物性子库加权计算,在验证直接计算方法的准确度基础上,对比三种方法的计算精度、计算内存和计算时间来对其综合评估,并探究裂解度对高温物性的影响。计算温度变化范围为300~1020K,压力变化范围为1~15MPa,裂解度变化范围为0~0.25。结果表明:不同物性计算方法均能定性预测热物性的特殊变化趋势;以物性直接计算结果为基准,物性子库加权计算的误差与裂解度大小成正比;在不考虑计算内存的情况下,物性库插值计算方法能无损加速计算,低裂解度下快速工程计算可选择物性子库加权方法;裂解度对高温物性的影响显著且不可忽略。     

气氧/煤油富燃燃气发生器燃烧试验研究

为了研究航天煤油的富燃燃烧特性,设计了一个气氧/煤油富燃燃气发生器,并进行了室压范围1~4MPa、混合比范围0.25~0.52的燃烧试验,获得了混合比和室压对特征速度、燃气温度及燃烧效率的影响规律。试验结果表明,采用火花塞点火方式可以实现该燃气发生器在高度富燃条件下的可靠点火;在本文研究范围内,试验测得的特征速度和燃气温度明显低于化学平衡理论预测值,燃烧效率介于63.9%~88.3%之间。混合比是特征速度、燃气温度及燃烧效率的最大影响因素,室压的影响远小于混合比。燃烧效率与实际燃气温度与理论燃气温度比值的平方根成正比。     

基于涡流发生器的风洞侧壁附面层控制

为降低风洞侧壁附面层对半模型数据的影响,在前期数值模拟的基础上,研制了一种适用于2.4m跨声速风洞半模型试验段侧壁的梯形涡流发生器,并进行了试验验证.结果表明:加装涡流发生器效果明显,亚声速范围内能够使附面层厚度降低20%~30%,对主气流均匀性影响可忽略;加装后半模型零升阻力系数降低,升力线斜率增大,压力中心向机身移动,体现了明显的附面层减薄效果,证明所研制的涡流发生器可应用于亚声速半模型试验中.      

整体涡对跨声速单转子性能和稳定性影响

为研究整体涡影响轴流压气机性能和稳定性的机理,设计了一种叶片式旋流发生器,并对旋流发生器和跨声速单转子进行了联合数值模拟研究.计算结果表明:反向整体涡导致堵塞点流量、进口攻角和总压比增加,效率和稳定工作范围降低;同向整体涡导致堵塞点流量、进口攻角、总压比和稳定工作范围减小,效率增加;反向整体涡导致50%叶高以上吸力面附面层分离以及叶尖泄漏流堵塞加剧是压气机失稳的主要原因.      

低燃速贫氧推进剂燃气发生器端面燃烧规律动态诊断研究

为了探索冲压发动机用低燃速贫氧推进剂燃气发生器端面燃烧的规律,采用X射线荧屏分析技术对全尺寸燃气发生器端面燃烧规律进行了诊断研究。试验成功采集了燃气发生器药柱燃面随时间的退移图像,图像数据表明低燃速贫氧推进剂药柱沿轴线方向以近似"三维"锥面体进行退移,在45s左右逐渐形成相对稳定的锥顶角68.5°。试验数据还表明,锥面效应一方面引起燃气发生器药柱燃速由1.60mm/s增大到1.80mm/s;另一方面引起装药燃烧室压强由初始平衡压强0.89MPa爬升到最大工作压强1.75MPa。工作结束后喷管喉径固体线性沉积率为2.68μm/s。     

两种空气/煤油燃气发生器富油燃烧组织方案对比

根据空气/煤油富油燃烧的特点,提出了两种空气/煤油燃气发生器富油燃烧组织方案,设计了采用钝体稳定火焰和旋流空气、二次喷注空气稳定火焰的两种燃气发生器.为了对比两种方案的点火和燃烧特性,对两种燃气发生器进行了一系列热试,结果表明余氧系数是燃气发生器最重要的工况参数.随着余氧系数的增加,燃气发生器的状态逐渐从启动失败变为中途熄火,最终呈正常启动状态.采用钝体稳定火焰的燃气发生器稳定工作的余氧系数边界为0.518,采用旋流空气和二次喷注空气稳定火焰可将该边界延伸到0.237,极大地扩大了燃气发生器的工作范围.与钝体稳定火焰的燃气发生器相比,旋流空气和二次喷注空气稳定火焰的燃气发生器的富油燃烧的燃烧效率提高了20%.两种方案结构复杂性相当,旋流空气和二次喷注空气稳定火焰的燃气发生器不需要冷却火焰稳定器,可提高燃气发生器的工作时间.