燃料射流隔板对受限超声速反应混合层流场和燃烧特性影响

为了研究燃料射流隔板壁面扰动对于受限超声速反应混合层流场和燃烧特性的影响,基于抽象物理模型激波和膨胀波理论推演,得到了隔板诱发壁面扰动下的受限超声速反应混合层流场结构,并采用数值模拟方法进行了验证。数值结果表明,隔板诱发壁面扰动下的受限超声速反应混合层流场主要由冷态主导,且相对无隔板扰动多了回流区、激波、膨胀波、波与反应混合层相互作用等复杂现象。在此基础上,对于不同隔板厚度计算的结果表明,随着隔板厚度的增加,隔板下游的回流区增大,上下膨胀产生的压力不平衡加剧,反应混合层会产生偏斜,回流区厚度和偏斜距离与隔板厚度成正比。此外,第一道反射激波存在降低点火延迟的作用,且存在一个隔板厚度阈值,阈值以下随着厚度增加点火延迟随之降低。同时,后续的多道反射激波导致混合层发展的局部起伏和局部燃烧增强。     

火箭仪器舱仪器安装板的振动控制试验研究

本文在对长Ⅲ甲运载火箭仪器舱进行了试验模态分析的基础上，对长Ⅲ甲运载火箭仪器舱进行了可控约束阻尼层主被动一体化振动控制试验研究，研究结果表明，可控约束阻尼层结构对火箭仪器舱这一大型复杂结构进行振动控制是非常有效的。     

共轴式双旋翼无人驾驶直升机地面监控系统人机界面的实现

对共轴式双旋翼无人驾驶直升机监控系统人机界面进行介绍与分析，阐述Ｗｉｎｄｏｗ ｓ环境下实现三维实时动画的一种有效方法。该方法具有低硬件要求和高动画质量等特点     

转捩诱导法向力及其对细长尖锥气动特性的影响

边界层转捩时,是否会出现诱导法向气动载荷,这是一个很有意义的问题。本文介绍了在高超音速风洞中完成的静态气动力实验与动态气动力实验,它证实这种诱导法向载荷是存在的,是边界层转捩的不对称性造成的,并对细长锥的气动特性有明显而呈规律性的影响。     

固液火箭发动机性能特征

介绍了国外固液火箭发动机研制的进展。阐明了固液发动机比冲、可多次启动—关机、推力可调、安全性好和成本低等特点。分析了固液发动机推进剂的燃烧特性和发动机性能特性、与液体和固体火箭发动机的不同，以及研制的技术难度等。最后探讨了固液火箭发动机的应用范围。     

可压缩自由剪切层纹影试验研究

利用纹影成像技术,在新近研制的超声速剪切风洞中测出了可压缩剪切层的厚度增长率曲线,并捕获了其中的瞬时涡结构。实验对流马赫数分别为0.26,0.43,0.50,0.66,纹影光源曝光时间为200μs和10ns。纹影照片显示,随着对流马赫数增加,可压缩剪切层正则化厚度增长率显著降低,当Mc>0.66时,趋近于0.2。Mc=0.26和0 43时,可压缩剪切层中大尺度结构是二维展向涡,Mc=0.5和0.66时,大尺度结构呈现三维性而且不规则。     

关于二元风洞侧壁抽气的讨论

本文研究了二元风洞侧壁抽气问题。文[1]曾考虑了抽气对风洞内无粘主流和有粘边界层的双重作用。本文研究则进一步包含了侧壁开孔率和开孔方向的影响,更为全面地描述了有侧壁抽气时风洞内的流动,并从理论上探讨了消除侧壁干扰的抽气控制问题。     

边界层转捩位置测量及其精度的实验研究

以无迎角平板作为模型,用多片表面热膜作为测量元件,在低速风洞中测定边界层转捩位置及其随来流速度变化的规律,并在等精度重复测量的基础上给出边界层转捩特征点位置测量的精度。实验研究的结果表明,本文提出的测定边界层转捩位置及其变化规律的实验技术,能够满足应用性定量实验的需要。     

光滑圆盘上小半球对边界层发展影响的实验研究

应用氢气泡流动显示技术对圆盘上小半球对边界层转捩的影响进行了观测.实验结果表明当Rer＞302时,将会从小半球脱落周期性的发卡涡.发卡涡在自诱导速度的作用下产生倾斜向上的运动,发卡涡头部顶端率先进入高速流区,因而比其根部运动更快,使发卡涡受到流向的拉伸,增加其流向的涡强,增加了流向涡强将使发卡涡的头部有更大的向上速度,由此而形成了不断加强的拉伸、自诱导过程,这就使三维扰动快速增长,导致边界层速度剖面出现局部的暂时变形,从而产生一个强剪切层,强剪切层很不稳定,导致发卡涡破裂而形成湍斑,在下游发展成完全湍流,而在边界层转捩过程中则观察到了水充速度有很强的负脉动.在小半球前缘附近会形成稳定的standing涡,并对standing涡及发卡涡对周围流体的诱导作用进行了细致的分析.小半球对边界层的扰动以锲形向下游传播,锲形的半顶角称为扰动扩散角,一个半球与三个半球的尾迹区没有明显的区别,每个半球扰动的扩散角均为5.7°.     

浅析高空长航时无人机的气动研究问题

叙述了高空长航时无人机的现状和作用,讨论了它的主要气动特征,评述了可行的分析、设计技术。认为XFOIL技术具备了处理边界层转捩、分离、分离泡的能力,可望在我国高空长航时无人机的气动设计中发挥一定作用。