一架歼七E型飞机调锥系统故障分析

通过对一架歼七E型飞机调锥系统故障现象的剖极及危害的认识，对其故障进行了深入的分析，提出了防范此类故障的预防措施。     

特型钝体绕流动态特性的低速实验研究

在低速自由射流风洞上 ,利用热线及相关设备对由半球头部、颈部及旋成体构成的特型钝体周围非定常流动的基本特性、联合特性及湍流度分布进行了测试与分析 ,实验工况为迎角α=- 1 5°～ 1 5°、侧滑角 β =0°～ 1 0°。结果表明 ,在上述工况范围内 ,该钝体周围流场中速度脉动的能量分布平坦 ,属宽频带随机信号 ,流场中没有发生明显的流动分离 ,流场动态品质良好 ;凹陷区内气流的脉动以不同的速度向下游空间传播 ;在上述α、β变化范围内 ,钝体颈部凹陷区的最大湍流度高达 1 0 .9～ 2 4.8%。     

再入旋转钝锥的烧蚀滞后滚转力矩计算

有迎角的旋转钝锥由于周向烧蚀滞后将产生滚转力矩。在本文方法中，将“轴对称比拟”关系推广应用于切应力和烧蚀滞后滚转力矩计算，并给出引射率和粗糙度对壁面摩擦系数联合影响的表达式，切应力、热流率和无粘流线都在变熵条件下计算。结合算例分析了飞行参数和周向烧蚀滞后角等对滚转力矩系数的影响。     

某型航空发动机燃油喷嘴的试验研究

本文对某型航空发动机燃油喷嘴的工作特性和雾化质量进行了试验研究。主要包括：测定喷嘴的流量特性，通过数码照相和计算机图像处理测定喷嘴在不同压力下的喷雾锥角，利用相位多普勒粒子分析仪（PDPA）和激光多普勒测速仪（LDV）测量喷嘴的雾化粒度SMD及尺寸分布。通过对上述试验结果的分析，得出了一些有价值的结论。这些结论对该发动机燃油喷嘴的改进提供了重要依据。     

钝尾车辆被动通风减阻方法的数值模拟

为了减小车辆阻力,提高燃油利用率,提出了一种钝尾车辆的被动通风减阻方法,即在钝尾车辆的下部适当部位开一个适当尺寸的通孔,以便为均衡车体前后的压力提供一个通道,当车辆行驶时,使得车体前部的"高压"气体能够通过这个孔流到相对"低压"的车体底部区域,从而减少车辆的压差阻力以降低燃油消耗。并对其在10、15、20、25、30及35m/s的各种通常的行驶速度下进行了3-D数值模拟,结果证明这种减阻方法的十分有效。     

钝体火焰稳定器后燃烧不稳定数值模拟

为了缓解航空发动机加力燃烧室中频繁出现的燃烧不稳定现象,利用商业软件Fluent对带钝体火焰稳定器的模型加力燃烧室进行基于大涡模拟（LES）的3维热态数值仿真。通过分别改变加力燃烧室的来流温度、来流马赫数、燃油当量比3种影响燃烧的关键因素来分析其对火焰稳定器后燃烧不稳定现象的影响。结果表明：来流温度从600 K提升到1200 K时,钝体稳定器后火焰形式由直线状的剪切层火焰向波浪状的漩涡火焰转变,燃烧不稳定机制由K-H不稳定向BVK不稳定转变;来流马赫数从0.1提高到0.3时,燃烧不稳定的脉动频率随之提高,压力脉动的幅值随之增大,但放热脉动的幅值先增大后减小;燃油当量比从0.5增大到0.7时,燃烧不稳定的频率变化较小,压力脉动与放热脉动的幅值存在先增后减的趋势。     

斜激波入射V形钝前缘溢流口激波干扰研究

针对内转式进气道溢流口这一关键部位所面临的三维复杂激波干扰问题,将溢流口提炼简化为V形钝前缘平板,采用激波风洞实验观测结合数值模拟的方法,研究了前体斜激波与V形钝前缘溢流口相对位置变化引起的激波干扰的演化规律。结果表明:由于V形钝前缘自身的激波干扰,其驻点前弓形激波的脱体距离较大,波后存在大范围的亚声速区。当斜激波入射在该弓形激波接近正激波的部分时,发生Edney第Ⅳa类激波干扰,该流动结构与V形钝前缘自身带来的三维激波干扰相互耦合,形成多处超声速射流区域;当斜激波入射在该弓形激波亚声速区的声速点附近时,呈现出不同于Edney第Ⅲ类激波干扰的波系结构;当斜激波入射在该弓形激波的超声速部分时,形成的波系结构与Edney第Ⅱ、Ⅵ类激波干扰类似。     

序列凸优化的小天体附着轨迹优化

针对小天体附着多约束轨迹优化问题,提出一种基于序列凸优化的轨迹优化方法。首先采用内球谐引力场模型对目标小天体附近的不规则引力场进行精确建模,内球谐引力场模型是对经典球谐系数法的改进,形式简单,计算量小,并且克服了经典球谐系数模型在形状不规则的小天体附近不收敛的问题。对于小天体附着多约束轨迹优化问题,通过约束松弛、线性化、离散化过程,转化为一个可以迭代求解的二阶锥规划问题（SOCP）,进而采用内点法进行解算。数学仿真结果显示,优化结果符合各项约束条件,以零速度到达了目标着陆点,且符合燃耗最优的优化目标。利用序列凸优化算法进行小天体附着燃耗最优轨迹设计,推导简便,计算速度快,精度高,具有应用价值。     

双级轴向旋流杯气量比对雾化性能影响的试验

为探索小状态下改善雾化性能的途径,从调节旋流杯气量分配的角度出发,对不同一、二级气量比的双级轴向旋流杯开展了试验研究,获得了气量比对液滴平均直径、液滴尺寸分布指数以及喷雾锥角的影响规律。试验结果表明:气量比的增大不仅降低液滴平均直径,而且使得旋流杯在较宽的供油压差范围内都具有良好的雾化品质,可实现小状态下雾化性能的改善。旋流杯喷雾锥角随气量比的增大而增大,随供油压差的增大而增大并逐渐趋于稳定。旋流杯总气量恒定时,气量比接近1时的综合雾化性能最佳。      

面向降落伞高空开伞的充气式钝锥阻力体气动构型仿真研究

针对钝锥阻力体航天器降落伞高空开伞试验采用低成本小直径火箭外形包络受限问题,提出在箭体上安装柔性充气环和充气裙锥两种变构型方案,用于模拟降落伞开伞过程真实流场环境。采用三维雷诺时均N-S（Reynolds Averaged Navier-Stokes, RANS）方程方法分别对某钝锥构型返回舱、某小型火箭以及火箭尾部加装充气环和充气锥裙4种构型进行流场数值模拟,并对比各种构型的尾流流场特征。计算结果表明,箭体上加装充气环和充气裙锥都可从一定程度上改善尾流特性;相比之下,采用充气裙锥方案更接近返回舱真实尾流流场。