稳态与瞬态冲击射流换热性能实验对比

为了对比研究稳态与瞬态单孔冲击射流的传热性能,采用热色液晶测温技术获取实验件被冲击表面的传热系数分布。实验中改变了冲击雷诺数Re和冲击孔直径比L/d,利用工业相机拍摄实验件凹表面颜色变化过程,计算并对比两种射流条件下局部努塞尔数Nu_D的分布,并与文献值进行比较。研究表明相对于稳态冲击射流,瞬态冲击射流的传热性能更佳。通过记录整个冲击射流过程,得到Nu_D随时间t变化关系。驻点附近NuD随冲击的进行逐渐减小并趋于稳定。随冲击雷诺数Re增大或冲击孔直径比L/d接近6,瞬态冲击射流的强化传热效果逐渐明显,强化效果可达15%以上。     

等离子体助燃下超燃支板燃烧室燃烧特性数值研究

为了将支板喷注器与等离子体射流这两种促进超声速燃烧室燃烧的方式结合起来,设计了一种带有等离子体射流喷孔的支板燃烧室,并在超声速来流的条件下,针对燃料喷注总压、燃料喷注位置、等离子体射流介质、等离子体射流总压对燃烧室燃烧性能的影响进行了三维数值模拟。研究发现:增大燃料的喷注总压,燃烧室的燃烧范围明显增大,燃烧效率呈现出先增大后减小的趋势,在燃料喷注总压为2.0MPa时,燃烧效率达到最大值90.4%;不同的燃料喷注位置对燃烧室的燃烧范围影响较小;等离子体射流介质为O2时,燃烧效率最高,燃烧范围最广;提高等离子体射流的喷注总压,能够提升凹腔剪切层高度,有效促进燃烧,但同时也带来了更高的总压损失。     

耦合热、动载荷的超超临界汽轮机迷宫密封动力特性

密封汽流激振严重影响超超临界汽轮机的安全运行,采用DEFINE_CG_MOTION和DEFINE_PROFILE控制宏建立转子的涡动方程,通过Workbench流固耦合方法计算热、动载荷下密封齿形变,根据快速傅里叶变化得到机组运行时的密封动力特性,并对转子稳定性进行分析。结果表明:蒸汽可导致密封齿膨胀变形,温度对密封齿长度变化影响可达1%~1.5%,压力和离心作用对其影响较小。热、动载荷使迷宫密封直接刚度减小,直接阻尼先增加后减小,交叉刚度先减小后增加,动力系数的最大变化为原来的2倍。35~55 Hz内转子稳定裕度急剧下降,转子对密封汽流激振更敏感。热、动载荷引起的压力波动集中在低频范围,密封周向压力波动可增高18.5 kPa。密封高压区的压力波幅剧增是汽流激振显著的主要原因。      

凝胶推进剂模拟液撞击雾化特性研究

为了寻求凝胶推进剂雾化机理、提高其雾化效果,开展幂律流体双股圆柱射流撞击的理论和实验研究。首先推导了幂律型流体射流撞击形成液膜的理论模型,在其中引入粘性力和能量损失。进而通过设计凝胶模拟液射流撞击实验,使用高速摄像机拍摄图像的方法进行了相关的实验研究,以验证理论的正确性。在此基础上,对撞击角度、射流速度分布及液体部分物性参数对液膜形状、厚度及速度分布的影响进行了分析,得到了相关参数的影响规律。研究结果表明,射流撞击角、速度型、液体表面张力系数、流变特性等均对液膜特性有明显影响,且流体本身的物理性质对撞击形成的液膜的影响更甚。     

某型导弹动导数风洞试验和数值模拟

动导数的精确预测对于弹箭类武器的成功研制至关重要。以某型导弹动态特性的研究为对象,在FD06风洞中采用自由振动法完成动态特性试验,获取该型导弹俯仰和滚转两个方向的典型振幅衰减曲线和动导数结果;针对该型导弹,基于双时间推进法数值求解非定常N-S方程和强迫运动方程,获取该型导弹俯仰动导数和滚转动导数。结果表明:CFD计算结果与风洞试验结果有较好的一致性;在给定马赫数和攻角下CFD数值模拟结果可以为后续工程型号研制提供参考。     

多压电膜式零质量射流激励器的设计与性能研究

设计了一种多压电膜式零质量射流激励器,并利用热线风速仪,得到了对应于射流中心线上固定位置处速度最大时的最佳频率.在该频率下,测量了零质量射流在不同孔径时沿中心线的速度分布;测量、分析和比较了不同激励膜数目对射流出口速度分布的影响.表明:在其他条件完全相同的情况下,一片振动膜时的激励器出口中心线上的平均速度和峰值速度,都较5片膜的情况小一半左右,而3片和5片压电膜时的激励器性能差别却不大.也就是说,虽然压电膜的数目增加能使激励器出口射流的能量增加,但这两者之间并非呈线性关系.此外还用PIV测量方法,直观地显示了射流出口的涡结构.      

基于伴随非等温射流理论的缝槽气膜冷却模型

在伴随非等温射流基础上发展了一种适用于缝槽气膜冷却绝热温比预估的数学模型.通过合理假设推导出二维壁面射流混合层核心温度分布规律,将其作为气膜绝热壁温,并考虑缝槽几何特征参数和气膜吹风比对冷却效率的影响,得到绝热温比计算公式.用试验数据对该预估模型进行拟合分析,得到了与试验数据拟合精度在±8%以内的半经验预估模型,证明该模型的可行性和应用潜力,并需要更多的试验数据对其进行验证和改进.      

动部件疲劳强度减缩系数确定方法研究

低周疲劳常采用寿命分散系数描述结构疲劳强度的固有分散性,而高周疲劳采用疲劳强度减缩系数来描述。在分析美、俄、法、英、德、意六国疲劳强度减缩系数取值方法的基础上,依据统计学理论,假设疲劳强度服从正态和对数正态分布从理论上确定了疲劳强度减缩系数的取值方法。针对我国现役机型特点,建立了母体标准差已知和母体标准差未知时的疲劳强度减缩系数取值方法,通过最后与国外疲劳强度减缩系数取值的分析比较,证明所建立的疲劳强度减缩系数取值方法适合我国直升机飞行使用特点。     

直升机起落架双腔式缓冲支柱的动刚度研究

建立了直升机起落架双腔式缓冲支柱的数学模型,利用静力试验数据对模型参数进行了识别,并由静力试验、激振试验结果对数学模型进行了验证。所建的数学模型能正确反映双腔式缓冲支柱的静载荷随位移的变化规律,动刚度特性与试验数据吻合良好。双腔式缓冲支柱的动刚度随静位移呈现严重的非线性特性,振动频率对缓冲支柱的动刚度影响较小,而高、低压腔的充气压力对动刚度会产生严重影响。     

国外飞机电气技术的现状及对我国多电飞机技术发展的考虑

根据国外航空电气技术的最新发展,研究了多电飞机电气系统的发展需求,重点阐述了多电飞机的关键技术,结合我国航空技术发展现状提出了我国在多电飞机关键技术方面的发展思路和建议.