多斜孔气膜冷却壁表面换热系数实验研究

采用恒热流法,对４种不同结构实验板的多斜孔气膜冷却壁表面换热系数进行了实验研究,研究的主阿影响因素有：吹风比、孔排列方式、孔间距和孔排距等,实验主流雷诺数约为１７０００,吹风比Ｍ＝１￣４。实验结果表明：引入气膜冷却使表面换热系数明显增强;单一实验板换热随吹风比增大而增强;在相同单位面积开孔率情况下,列间距的影响大于排间距,即列间距越小换热越强。     

浮动瓦块冷却结构在燃烧室中的应用和发展

指出了纯气膜冷却已不能满足航空发动机燃烧室冷却日益增长的要求，分析了强制对流气膜复合冷却和承力合理的浮动瓦块式火焰筒结构。同时还介绍了先进的冲击发散冷却在浮动瓦块式燃烧室中应用的进展状况。     

层板推力室再生冷却通道的传热特性分析

提出液体火箭发动机层板推力室再生冷却通道传热过程的数理模型。采用通用形式控制方程处理冷却剂紊流换热和通道材料导热的共轭传热问题，计算采用LVEL紊流模型，并考虑冷却剂（氢）的热物性参数随温度和压力的变化及层板材料热物性随温度的变化。结果表明，采用大高宽比、小气壁厚度的通道设计，可显著提高再生冷却能力，降低室壁温度和温差。采用对流换热系数和热物性为常数的简化处理会引起很大误差。     

液压作动筒真空电子束焊

根据液压作动筒具体结构对焊接过程的特殊要求,阐述了如何进行焊接方法的选取、焊接止口设计、工装制造、焊前清理、焊接参数选取等工艺问题.采用真空电子束焊接方法圆满解决了该组件的焊接问题.     

尾缘吹气式火焰稳定器流场计算

用修正的ｋ－ε模型、ＳＩＭＰＬＥＲ方法,对二元管道中新型火焰稳定器后冷态流场进行了数值模拟,研究了气流参数及稳定器几何参数变化对回流区结构的影响。为研究、分析新型稳定器燃烧性能,设计新型稳定器提供了依据。     

开孔沙丘驻涡火焰稳定器总压损失的试验研究

试验研究了开孔的沙丘驻涡火焰稳定器的总压损失。结果表明,和常规Ｖ型火焰稳定器规律相反,开孔沙丘驻涡稳定器比无孔的总压损失系数增大２８％。流场分析结果证明开孔沙丘驻涡稳定器总压损失增加是由于从孔进来的气流,破坏沙丘驻涡稳定器型面形成的最佳回流区气流结构,增加了稳定器出口流场的不均匀     

封闭状态储运发射箱箱壁压力的子波分析

为研究火箭导弹在封闭式储运发射箱内发射时，由于密封盖的反射作用使弹箱间隙内存在的复杂燃气流场，通过对测量数据进行子波分析，得到了管（箱）壁压力时间历程曲线中的燃气射流段是由射流激波振荡（低频）和射流噪声（高频）两种流动成分组合而成，激波振荡沿管壁向弹头方向是衰减的，它在低频段聚积的能量与起始冲击波一起都对储运发射箱式定向器具有破坏作用。     

煤油-空气预混气流超声速燃烧数值研究

对以高温燃气作为引导火焰的煤油 空气预混气流超声速燃烧进行了数值模拟,系统研究了预混气流的温度、压力、当量比,以及预混气流与高温燃气的压力匹配关系等多种重要因素对超声速燃烧的影响。结果表明:随着预混气流静温、静压的升高,着火点诱导的压缩波增强,最高燃烧温度升高,火焰传播角相应增大;预混气流的当量比为化学恰当比时,燃烧温度最高;与静压匹配的情况相比,静压不匹配情况下的火焰传播角增大,当预混气流的静压高于高温燃气的静压时,着火点前移,反之,着火点则后移;此外,在多种情况下,燃烧室下壁面边界层都出现了自燃现象。     

涡轮叶栅前缘上游端壁气膜冷却的传热实验研究

对前缘上游有单排和双排孔冷却的涡轮导向叶栅端壁进行了详细的传热实验,在吹风比1,2,3下获得了当地气膜冷却效率和换热系数,结合流场测量结果分析了端壁冷却和换热规律。结果表明端壁气膜冷却在很大程度上受二次流的影响,冷却效果主要由吹风比决定,低吹风比喷射时,压力面附近的一个三角形区域没有冷气的覆盖,中、高吹风比喷射可以大幅度提高平均冷却效率并使冷气很均匀的覆盖在端壁上,双排孔喷射比单排孔喷射平均效率提高1倍左右。结果还表明尽管冷气喷射使端壁换热系数随吹风比的增大而显著增大,气膜冷却还是能有效的降低端壁的热负荷,其中以中吹风比双排孔喷射的效果最为显著。      

压气机通道端壁附面层区叶片载荷分布研究

为了探索叶片载荷分布对端壁附面层区流动的影响,设计出3套平面叶栅,叶片载荷分别趋前、居中和靠后。对于低速流动,采用实验和三维Navier-Stkoes方程方法对叶片表面、叶栅出口流场进行了研究。研究表明:叶片载荷靠后叶片(No.3)性能较叶片载荷趋前(No.1)和居中(No.2)叶片差;No.2叶片与No.1叶片比较,出口损失小,但落后角较大,扩压能力较小;在进口端壁附面层一定时,叶片前缘附近的端壁附面层区叶片力亏损变化与叶片力变化呈正相关;端壁面与叶片吸力面之间构成的角区内角涡,没有造成靠近后缘端壁附面层区吸力面静压明显下降。