超声速燃烧室凹腔火焰稳定器的数值模拟

为分析凹腔火焰稳定器在超声速燃烧室中的流动特性,运用数值模拟方法研究了凹腔对H2超声速燃烧的作用规律。通过对比分析不同凹腔长深比L/Du,后缘倾角θ,后缘深度Dd和H2喷射位置Ljet对燃烧室性能的影响,发现凹腔的火焰稳定机制主要在于富含自由基的高温回流区;L/Du=7~9,θ=30°,Du/Dd=1.0和Ljet=24mm的燃烧室强化混合燃烧的性能较好,可以获得较高的燃烧效率和总压恢复。     

A320系列机型绿点速度特性分析

绿点速度是空客系列机型特有的光洁构型、一发失效条件下的最佳操纵速度。为了研究绿点速度的设计依据,利用空客PEP性能软件计算A320系列机型光洁构型、一发失效条件下、不同校正表速所对应的爬升角、等待燃油流量和飘降下滑角,分析了绿点速度状态、最大升阻比状态下的爬升、等待、飘降性能与最佳爬升/等待/飘降性能相互之间的关系。结果表明:绿点速度小于最大升阻比速度,随着飞行高度增加逐渐逼近最大升阻比速度;绿点速度下的爬升/等待/飘降性能对应于最大升阻比性能、最佳爬升/等待/飘降性能的均值。     

无人驾驶高空侦察机爬升控制方案分析

介绍了无人驾驶高空侦察机（ＵＡＶ）的爬升轨迹控制方案原理，对纵向控制回路进行了详细分析，按简单拉力法进行了飞行性能计算，同时还分析了爬升方案曲线与优化性能轨迹的关系，并对爬升轨迹计算和试飞遥测数据进行了比较。经分析计算与试飞结果表明，对于爬升较缓慢的飞机，本控制方案可实现沿优化性能轨迹上升，并自动转入有利速度巡航。     

共轴式直升机旋翼气动干扰对航向操纵的影响

利用共轴式旋翼风洞实验结果，结合轻型共轴式直升机M16飞行中的现象，分析了上下旋翼气动干扰对共轴式直升机过渡飞行中航向操纵的影响。介绍了直升机由悬停转入垂直上升、平飞中加减速和转入爬升与下滑等过程中，由于上下旋翼干扰发生了变化，使直升机航向发生偏转后飞机的反应情况，以及在这种情况下应进行的相应操纵。所得结果对研究共轴式直升机的操稳特性有重要意义。     

翼型动失速和非定常载荷的综合翼型数据方法

本文给出受迫谐振翼型的动失速工程估算方法。本方法基于凤洞试验，综合分析翼型动、稳态特性之间的差别与动、稳态条件之间的关系，建立一套估算动、稳态特性之间差别的经验公式，修正稳态特性，得到相应的动态特性。用本方法计算了三种翼型不同动态条件（包括深失速和后掠）的动失速特性，并与测量和文献结果进行了比较，结果符合得相当好。     

机场跑道耐冲磨混凝土的研究

针对机场跑道混凝土所处环境、受力特环以及对修补材料的性能要求，提出采用超塑化、膨胀、树脂掺入等复合手段，大幅度改善钢纤维混凝土基质材料的结构性能。通过高效粘结，充分发挥了钢纤维的增韧抗冲击作用，使这种有机无机复合、金属非金属复合的混凝土材料具有优异的抗冲击性和耐磨性。实验结果表明，机场跑道混凝土特别是飞机起降区域板块适合采用SPE－SFRC复合材料。在基础稳定的条件下，基本可在设计使用年限内无须大修，其社会、经济效益巨大。     

环形燃烧室性能计算

在任意曲线坐标系下对包括扩压器和火焰筒在内的环形燃烧室三维两相反应流进行了数值模拟。燃烧室性能采用多维经验分析法估算所用的数学模型有 κ-ε,紊流模型 ,EBU -Arrhenius紊流燃烧室模型 ,六通量热辐射模型以及颗粒群轨道模型。在非交错网格体系下 ,气相采用 SIMPLE算法和液相采用 PSIC算法求解 ,通过两种工况和三种扩压器进口速度分布计算表明 ,所得的流场各气流参数分布和燃烧室性能较合理 ,本文所建立的程序可为燃烧室优化设计和研制提供有用数据。     

飞机外挂物部件气动特性的试验研究

介绍了在气动中心高速所FL-24风洞中进行的飞机外挂物部件气动特性试验研究的简要情况和典型试验结果。试验是在M=0.60～1.50、α=-4°～16°、β=0°～5°条件下,利用两台内式五分量天平,分别测量得到了某飞机干扰流场下该机左右侧机翼翼下某导弹弹翼、尾舵的气动特性。结果表明:试验获得的导弹弹翼、尾舵的气动特性变化规律合理,量值可信。试验研究的成功,提高了风洞试验能力,为飞机外挂物部件气动特性的获得提供了有效的技术途径。     

五元素风帆的试验研究

用正交试验与系列试验相结合的方法,研究了五元素风帆的气动特性及其各参数之间的最佳配合问題。设计的4个五元素风帆,均是由3个固定小翼、2个活动小翼及上下两块制流板所组成,但小翼的形状及分布曲线不同。 通过风洞试验,得到了各个风帆攻角与两个活动小翼转角之间的最佳配合,并对各帆的气动特性作了比较。试验结果表明,在最佳配合状态下,4个帆的升力系数可分别达到2.64、2.87、2.69和2.08,均比常规帆有较大的增长;而且,只要打开活动小翼,就能释放大部分风能,从而保证船舶在大风中的安全,这些帆的结构并不复杂,是具有广泛应用前景的高效帆具。     

航天飞机防热瓦缝隙气动加热的讨论

本文根据航天飞机防热瓦缝隙流动的特点,从二维定常不可压缩层流的 N-S方程出发,提出了一个简化流动模型,即缝隙的二维流动可近似当作两个准一维沟槽流动的线性迭加,由此给出了缝隙中的热流率与压力、压力梯度和缝隙宽度的变化规律,并利用现有的实验结果作了验证。