腹下后置大偏距S弯进气道气动特性试验研究

对一种腹下后置大偏距S弯进气道进行高速风洞试验研究,得到了该进气道的工作特性:(1)随着流量系数的增加,进气道出口总压恢复系数略有下降,稳态周向畸变指数、紊流度和综合畸变指数均上升;当流量系数较大或较小时,进气道出口气流总压脉动均存在局部峰值。(2)在试验研究范围内,来流马赫数和侧滑角的变化对进气道性能影响不大;随着迎角的增大,总压恢复系数有所上升,畸变指数有所下降。(3)进/发匹配点处,进气道出口气流总压脉动功率谱密度分布呈现白噪声特征,对进气道/发动机匹配工作是有利的。     

机场旅客值机系统优化研究

1.前言我国民航运输业已进入快速发展时期,“十五”期间,民航运输总周转量年均增长15.3%,旅客运输量年均增长15.5%,蓬勃发展的民航业给现有的机场设施带来了较大压力。以值机系统为例,随着旅客人数的快速增长,很多机场,尤其是枢纽和干线机场,出现了值机台排队时间过长的问题,这     

周向槽机匣对轴流压气机转子畸变响应特性的影响

基于给定的进气周向总压畸变谱,应用全三维数值计算方法,研究了周向槽处理机匣对NWPU-1轴流压气机转子容畸变特性的影响,初步揭示了其在进气周向总压畸变条件下的失速机理。结果表明,在均匀进气条件下,周向槽处理机匣对叶尖间隙泄漏涡形成和发展的抑制是其扩稳的主要原因;在进气周向总压畸变条件下,该轴流压气机转子失速的主要原因是畸变引起的攻角变化,造成部分叶片的负荷过重,由于周向槽处理机匣的作用主要在叶尖部分,所以并不能有效的扩大该压气机转子的稳定工作范围。     

旋转总压畸变对压气机稳定性影响的二维不可压缩模型

以Moore-Greitzer模型为基础, 发展了一个预测轴流压缩系统动态失速特性及进气非均匀性影响的二维不可压缩理论模型, 并利用该模型计算分析了进气总压畸变的幅值和旋转频率对下游压气机稳定性的影响.计算结果表明:进气总压畸变的幅值和旋转频率对压缩系统的动态失速特性和稳定性都有强烈的影响, 旋转频率对旋转失速边界和喘振边界的影响类似.但是, 对应系统稳定裕度损失最大值的"危险"响应频率强烈地依赖于其旋转失速的传播频率.      

均匀磁场中高超声速弱电离气体流动数值模拟

采用7组元化学模型并应用组分公式计算电导率,通过求解黏性MHD(magneto-hydro-dy-namics)方程组,研究了不同强度均匀磁场对三维钝头体高超声速绕流化学非平衡流动的影响.结果表明,随着磁场的增强,激波脱体距离逐渐增加;总阻力系数和壁面温度逐渐减小.在B_y=0.03 T磁场作用下,与无磁场的结果相比,化学非平衡流中的激波脱体距离增加约7%,总阻力系数减小约5%,局部壁面温度最大降低74%;而冻结流中的激波脱体距离增加约43%,总阻力系数减小约6.9%,局部壁面温度最大降低18%.      

用PIV技术测量径向进气旋转盘腔内的流动

将PIV(particle image velocimetry,粒子图像测速仪)技术应用于多功能旋转换热实验台,测量了不同工作状态下径向进气旋转盘腔间的速度场.介绍了实验装置、实验方法和误差分析方法;给出了旋转盘腔间速度场的瞬时值和平均值,测量结果表明了PIV技术能够测量复杂旋转盘腔间的流场,并定量分析影响因素(旋转雷诺数和流量系数)对速度场的影响;同时,分析得出激光反光的控制和示踪粒子的均匀稳定散播是实验成功的关键因素.      

综合压力畸变指数的计算软件设计及验证

设计了专用软件计算稳态压力畸变指数,同时利用该软件绘制了气动界面总压图谱,并利用某风洞试验数据验证了该软件的准确性;设计了数字滤波器对动态压力数据进行处理,研究了滤波器截止频率、数据取样时间对动态压力畸变指数的影响。应用所设计的稳态压力绘图和畸变计算软件及动态压力数据处理方法,对某型飞机飞行时发动机进口气动界面的综合压力畸变指数进行了计算。     

双向进气时扰流柱通道内流动与换热特性试验研究

试验研究了两端进气时涡轮叶片尾缘扰流柱通道内的流动与换热特性。试验模型对涡轮叶片尾缘横肋、扰流柱通道进行了简化,并放大四倍,保留了叶片尾缘的基本特征。试验中通过调节扰流柱通道和横肋通道的流量分配,得到各测点的压力分布和努赛尔数据分布。研究结果表明,扰流柱通道两端进气结构,使整个通道的压力分布和换热分布比较均匀,克服了一端进气时流阻和压力损失较大引起的叶尖换热较差的缺点。     

610 阻燃环氧树脂及复合材料性能研究

采用热熔法预浸工艺制备出一种玻璃纤维增强环氧树脂预浸料。通过DSC、动态黏度及TG对树脂的反应性和储存性及阻燃机理进行分析;同时采用热压罐成型工艺制备复合材料并对力学性能和阻燃性能进行评价。结果表明:树脂的起始反应温度为129℃,室温下储存期大于30 d,预浸料具有较好的铺覆性,复合材料具有良好的力学性能及优异的阻燃性能。     

某航空发动机全包线气动稳定性设计方法

根据稳定性基础理论及工程经验,以某型航空发动机为例,按GJB/Z 224-2005进行了全包线气动稳定性设计,并进行了试验验证.研究结果表明:发动机在高空小表速节流状态下风扇和高压压气机的需用稳定裕度均较大;在发动机包线右边界,风扇需用稳定裕度较大,且基本一致;着陆过程受喷管亚临界影响,风扇需用稳定裕度较大.因此,这些工况在发动机设计和使用中应重点关注.在发动机气动稳定性设计时应保证风扇和高压压气机可用稳定裕度大于需用稳定裕度,并留有一定余量.采用的设计方法可以有效地满足复杂工程研制需求.