冠齿喷嘴射流冲击平直靶面对流换热实验

利用红外热像仪测试了冠齿喷嘴射流冲击平直靶面的对流换热特性,在射流雷诺数为5 000~20 000、冲击间距比为1~8范围内,与普通圆管射流进行了对比,并对冠齿数和冠齿长度的影响进行了初步分析。研究结果表明,冠齿射流冲击对流换热显著高于圆形射流,在小冲击间距下,冠齿射流冲击的局部对流换热系数分布在冲击驻点附近呈现明显的梅花瓣状特征,当射流冲击间距比达到4以后,冠齿射流的局部对流换热系数分布则呈现出常规圆形射流冲击的特征;以2倍或4倍射流直径作为区域平均范围,冠齿射流的区域平均努塞尔数相对圆形射流的增加幅度在15%~30%之间,相对增加幅度与射流雷诺数和射流冲击间距比相关;在本文的冠齿结构参数范围内,冠齿伸出长径比为0.6的6-冠齿结构取得的射流冲击强化传热效果较优。     

主起落架的故障分析

 <正> 1.故障现象 某飞机在着陆前放起落架时,飞行员将起落架手柄从中立位置推到放下位置,仪表板上三个指示轮位完全收上的红灯全部熄灭,而指示起落架完全放下的绿灯却有一侧未亮,此时飞行员感到有明显侧滑。当飞行员将手柄重新放到收上位置,然后从收上位置直接推到放下位置时,仪表板上三个红灯熄灭,三个绿灯全亮,起落架放下,飞机侧滑消失,安全着陆。以后飞行中曾随机出现上述故障现象,均采取此措施,使飞机放下主起落架安全着陆。     

二维收扩喷管流场计算

 <正> 研究尾喷流热辐射对隐身技术发展有着重要意义。实验表明,二维喷管红外抑制效能比传统的轴对称喷管好。二维喷管流场计算是红外辐射场计算的一部分。     

压气机轮盘孔边应力的边界元分析

 本文根据压气机轮盘的轴对称问题,取出轮盘包含孔的一个扇形部分,以有限元法计算的结果作为扇形部分的边界条件,采用边界元法计算轮盘孔边的应力。这与直接用有限元法计算结果对比表明,边界元法具有数据准备工作量小、方便,计算点选择灵活,计算精度高等优点,用于计算孔边的应力集中问题是有效的。文中还推导丁常单元的二阶差分逼近式,用以求解边界上的应力。     

歼击机垂尾声载荷研究

 <正> 垂尾紧靠涡轮喷气发动机尾喷口,随着飞机发动机功率的迅速提高,垂尾声载荷问题的研究愈来愈急需。因空测飞机垂尾声载荷难度较大,费用较贵,本文介绍关于地测声载荷的研究。     

超音速射流对发射筒底箱的冲击流场计算

本文计算分析了导弹垂直发射系统中增压箱的内部流场.计算采用守恒型格式的FLIC方法,加入显式人工粘性,捕获了超音速射流冲击流场中的激波.计算结果表明:流场中的最大压力值在射流对称中心线上,并沿径向压力逐渐减小,这一规律与Bouslog,Stanley A.等人的实验结果相吻合.     

基于判别分析的发动机故障诊断方法

本文介绍了以多元统计分析中的判别分析理论为基础的航空喷气发动机的故障诊断方法。重点讨论了应用 Baves 判别方法建立发动机故障诊断模型的有关问题。文中讨论了与故障样本、诊断模型和模型检验有关的问题。文中还给出了应用基于判别分析的发动机故障诊断方法对 JT9D 发动机进行建模和诊断的结果。结果表明:基于判别分析的发动机故障诊断方法是可行的和有效的,并已显示出良好的工程应用前景。     

开槽位置和槽道结构对叶栅性能的影响

基于利用小槽出口射流控制叶片吸力面尾缘分离气流的思想,为进一步研究开槽位置和槽道结构对叶栅性能的影响,设计了三种叶片开槽处理方案,用CFD方法对开槽前后的流场进行数值模拟分析.计算结果表明,小槽出口射流可以有效吹除叶片吸力面尾缘分离气流,控制和延缓附面层分离,从而增大了气流转折角,降低了总压损失,提高了叶栅流场稳定性,并且叶片开槽位置和槽道结构对叶栅性能也有较大的影响.     

静子叶片开槽处理对单级压气机特性影响的数值研究

基于利用叶片开槽出口射流控制附面层分离的思想,提出在静子叶片上从压力面向吸力面开槽的流动控制方案,设计了在静子叶片上部的两段式转折槽,并对静子叶片开槽处理后的单级压气机特性进行了数值模拟.结果表明,静子叶片开槽处理可以显著改善单级压气机性能,扩大流量工作范围,提高压气机的稳定性.进一步分析流场发现,槽道出口射流可以有效吹除叶片尾部吸力面附面层分离气流,控制附面层分离区扩散.     

助推器侧向卸压喷流对尾舵气动干扰的数值研究

采用燃气/空气双组元冻结流模型,基于任意多块对接结构网格求解三维N-S方程,数值分析了导弹助推器分离前侧向卸压喷流对尾舵气动力的干扰特性。得到了助推器推力终止侧向卸压过程中,喷流与外流干扰的非定常流场结构以及尾舵气动力的变化历程。分析结果表明,卸压开始后的一段时间内尾舵受到卸压喷流的屏蔽作用,尾舵气动力不能提供足够的分离冲量,此时对其进行舵偏控制将是无效的,尾舵控制时序应该自卸压开始延迟180 ms。