氮氧化物羽烟在电离层局部的光热效应

在航天器羽烟一次性抛出和呈球状近似情况下,模拟了电离层E层NO羽烟与周围大气压力平衡时的最大亮度及其随时间的变化．在110km抛出的5molNO羽烟可使它获得瞬时夜间中等偏强极光那样的亮度,在140km抛出的同样数量的NO羽烟亮度却急剧地减弱．还模拟了白天夜间温度为1000K的NO2羽烟在190km和250km两个高度、50mol和500mol两种抛出总量所造成的局部大气温度短时间内的下降．在F层下部,夜间较大抛出量所造成的冷却效应是显著的．     

基于改进果蝇算法优化的GRNN航空发动机排气温度预测模型

利用广义回归神经网络(GRNN)良好的非线性映射能力,对航空发动机排气温度(EGT)进行预测。由于GRNN的预测性能受宽度系数的影响,因此采用改进的果蝇算法优化广义回归神经网络(IFOA-GRNN),并用优化后的GRNN对航空发动机的EGT进行预测。以某发动机为案例,选取相关参数作为预测模型的输入变量,EGT作为预测模型的输出变量。在相同的样本分配下,将FOA-GRNN(fruit fly optimization algorithm to optimize GRNN)、GRNN、自回归预测模型和优化的支持向量回归机作为对比算法。分析结果表明:IFOA-GRNN的收敛精度高于FOA-GRNN;IFOA-GRNN对EGT预测的平均相对误差为2.47%、拟合优度为0.8506,其预测效果均优于其他对比算法;同时,IFOA-GRNN对噪声的敏感性也低于其他对比算法。      

二元俯仰矢量喷管排气系统红外特征模拟实验

实验研究了二元俯仰矢量喷管排气系统在几何偏转角0°,10°,20°三种状态下的壁面温度分布与红外辐射特征,并与基准轴对称喷管排气系统进行了对比分析。结果表明:二元俯仰矢量喷管排气系统的红外辐射特征相对基准轴对称喷管排气系统有明显下降,正尾向降幅约10%;随着几何偏转角的增加,隔热屏与收敛段的温度逐渐上升,偏转段压力侧壁面温度略有上升,吸力侧壁面温度略有下降,最大变化幅值30K;排气系统红外辐射强度随偏转角增大而增大,尾向15°~45°和-15°~-60°范围内增幅明显,最大增幅可达70%。      

TJ-1 型超声速取样器的气动设计与风洞试验

设计了ＴＪ－１型箭载超声速取样器。给出了ＴＪ－１型取样器模型风洞试验结果,结果表明,该取样器气动性能良好,能够满足等动力学取样的要求。     

二维喷管分离流线性/非线性湍流模式的研究

采用三个线性和七个非线性涡粘性湍流模式，对二维非对称喷管中的不可压缩分离流进行了研究。通过将数值计算结果和实验结果进行比较，对有关的湍流模式进行了评估和分析。计算结果表明，非线性模式的模化系数与平均流动应变不变量以及旋转不变量有关，反映了湍流的各向异性，比线性模式优越得多。另外，所有线性／非线性涡粘性湍流模式不能够捕捉流动的非定常分离过程。     

轴对称矢量喷管设计与技术试验技术研究

简要综述了轴对称矢量喷管的设计与试验,介绍了其技术特点和相应的工作方法,包括计算机仿真技术的采用和循序渐进、并行发展的工作思路,并概要介绍了试车验证情况。试车结果表明:轴对称矢量喷管技术已经取得突破,技术指标达到了飞机部门提出的初步要求。     

火箭燃气射流温度分布的实验研究

为了优化火箭发射承载设备的设计，使其避免燃气射流的热损坏。采用细丝热电偶测温的方法，实验研究了某型火箭固体发动机燃气射流的总温分布。结果表明，温度—时间历程曲线中存在若干相对稳定状态，对应于发动机的工作过程的不同阶段，得到了可能发生热损坏的温度分布区域。实验得到的温度分布与理论结构基本相符，与数值模拟存在一定差异。文中简要分析了细丝热电偶的测量误差。     

透平机械叶片的遗传优化设计

提出一个基于遗传优化理论的透平机械叶片设计方法。该方法以叶片形状作为优化对象,利用遗传算法通过使其表面边界层中流动损失的极小化来搜索最佳的叶片形状。叶片形状被参数化表示。已知叶片形状的流场分析由一个叶栅正命题CFD程序完成。方法应用于一个离心压缩机扩压器叶片设计。数值计算显示,该方法可成功地求得具有最小流动损失的扩压器叶片形状。     

航空发动机中直通式篦齿密封腔内流动和换热的实验研究

作者自行设计了大尺寸吸气式篦齿换热风洞实验台并通过它对篦齿腔中的内部流场进行了详细的研究, 得出了篦齿腔中速度场和压力场及流场内部旋涡分布规律。同时测量了在不同雷诺数、齿顶厚和齿隙比工况下, 篦齿腔内二维流动状况及旋涡分布, 分析得出不同雷诺数和齿隙比对篦齿腔内部流场的影响。并且测量了篦齿顶板表面的温度和换热系数的分布, 得出雷诺数和齿顶厚与齿隙比对篦齿顶板局部换热规律的影响      

流线正交坐标下湍流分离再附流的实验研究

本文采用二维激光多普勒测速仪测量了二维非对称曲壁扩压器内的湍流分离再附流动。湍流边界层在强逆压梯度下于曲壁上分离,而后于后续的平直通道上再附。扩压器进口处的雷诺数为1.2×10~5,速度为25.2米/秒。在新定义的局部斜流线坐标下,给出了实验结果,并做了分析。实验结果表明:在瞬时分离点后的近壁反流中,雷诺剪应力为负值。采用最大雷诺剪应力为尺度,从分离至再附的流动过程,存在着雷诺剪应力的相似分布,同时Schofield-Perry速度分布在正向流动区成立。由雷诺剪应力相似分布及Schofield-Perry速度分布可假设一新的涡粘性湍流模型,其长度尺度来源于Schofield-Perry速度分布,其速度尺度由最大雷诺剪应力、自由流速度和Schofield-Perry速度尺度形成。