惰性粉尘抑爆过程的实验研究

在长 9m ,内径 0 .1 4m的燃烧管内进行了CaCO3颗粒对H2 O2 混合物中发生爆炸过程的抑制作用的实验研究。该管分为三部分 :激波成长段 ,抑爆段和抑爆后观察段。其中抑爆段装有 1 0套可形成均匀颗粒悬浮流的喷粉系统。实验结果表明 ,仅当颗粒浓度大于某值时 ,才可能有效抑制爆炸 ,否则爆炸波会在抑制后重新成长。笔者还基于两相化学反应流的基本方程 ,通过分裂方法 ,全耦合TVD格式和Lax Wen droff Rubin格式对粉尘抑爆现象进行了数值模拟 ,计算结果反映了惰性颗粒作用下激波的变化过程 ,其结果与实验结果一致     

突片射流冲击冷却换热特性的实验

对涡激励突片的单排圆形射流冲击冷却特性进行了实验研究.主要对突片堵塞比、突片形状和突片安装角度对冲击换热特性的影响进行了实验研究, 并揭示了其影响规律.研究结果表明:在研究的参数范围内, 突片的几何形状及安装角对射流冲击换热有较显著的影响, 并根据其影响规律, 对突片的结构设计提出了有价值的参考意见.      

涡轮导向叶片沿程温增试验方法研究

讨论了航空发动机涡轮导向叶片沿程温增试验方法,分析了温增特性和影响沿程温增的试验参数及其相似性。     

微型涡喷发动机自适应控制实验研究

针对微型涡喷发动机的非线性特性以及难以建立其准确数学模型的特点, 设计了一种自适应控制方案并加以工程实现.通过在模型参考自适应控制算法中采用死区鲁棒控制消除发动机建模误差和外界干扰对控制系统稳定性的影响;同时引入前馈补偿, 既保证发动机转速实时跟踪参考模型输出, 又避免了纯自适应控制容易产生控制信号的饱和以及高自适应增益导致的系统振荡.台架试车验证表明:该方法实时性良好, 在最大转速达125 000 r/min的全工作范围内表现出较好的鲁棒性, 最大超调量小于500 r/min, 稳态误差小于200 r/min, 可以满足微型涡喷发动机状态调节的需要.      

扰流柱对叶片尾缘对流换热特性的影响

为了研究扰流柱对涡轮叶片尾缘对流换热特性的影响规律,设计了4种不同结构的扰流柱,采用红外热像仪分别对不同形状和排列方式的扰流柱对叶片尾缘气膜冷却特性的影响规律进行了实验研究.研究结果表明,在吹风比较低时,水滴I型扰流柱叶片尾缘的对流换热特性较好;吹风比较大时,圆柱型扰流柱叶片尾缘的对流换热特性较好,水滴Ⅱ型扰流柱叶片尾缘的对流换热系数最小.      

加热器在冲压发动机试验技术中的应用研究

直连试验技术是冲压发动机研究中一项非常关键的技术,论证分析了如何模拟直连试验模型进口流量、总温及总压等关键参数,并以此为基础研制了一种高室压、大流量及耐高温的空气加热器,通过对该加热器和试验台相关组件的试验研究,结果表明以空气、氧气及煤油组织燃烧的加热器工作性能良好,解决了冲压发动机直连试验这项关键技术。     

虚拟现实技术及其在高校教学中的应用

在介绍虚拟现实技术的基础上,论述了网络系统集成虚拟实验系统的实现方法.对系统中的一些关键技术进行了分析,阐述了系统在教学中的具体应用,拓展虚拟现实技术在实践教学中的应用.     

Experimental Investigation on Performance of Pulse Detonation Rocket Engine Model

The PDRE test model used in these experiments utilized kerosene as the fuel, oxygen as oxidizer, and nitrogen as purge gas. The solenoid valves were employed to control intermittent supplies of kerosene, oxygen and purge gas. PDRE test model was 50 mm in inner diameter by 1.2 m long. The DDT （deflagration to detonation transition） enhancement device Shchelkin spiral was used in the test model. The effects of detonation frequency on its time-averaged thrust and specific impulse were experimentally investigated. The obtained results showes that the time-averaged thrust of PDRE test model was approximately proportional to the detonation frequency. For the detonation frequency 20 Hz, the time-averaged thrust was around 107 N, and the specific impulse was around 125 s. The nozzle experiments were conducted using PDRE test model with three traditional nozzles. The experimental results obtained demonstrated that all of those nozzles could augment the thrust and specific impulse. Among those three nozzles, the convergent nozzle had the largest increased augmentation, which was approximately 18%, under the specific condition of the experiment.     

The Full Flowpath Analysis of a Hypersonic Vehicle

对一种类X43-A吸气式高超飞行器全流道开展了M7一级的三维数值仿真研究,深入探索了进气道处于起动状态和不起动状态时全流道的冷流流场结构和和气动力特性,且部分结果与实验数据进行了对比。研究结果表明:(1)前体横截面上存在显著的展向压强梯度,使得经过预压缩的气流偏离了进气道进口,但同时也减少了进入内通道的边界层气流,提高了进口流场的品质;(2)后体喷流股的膨胀过程受到了周围外流的显著干扰,因而沿流动方向其截面形状不断发生变化,如在喷口附近为近似矩形,而在后体末端附近则演化为近似三角形;(3)当进气道处于不起动状态时,其全流道流动结构发生了显著变化,进气道的外部压缩波系往复振荡,尾喷管出口的喷流股也在不停的膨胀和收缩,具有极强的非定常特征;(4)当进气道处于不起动状态时,全机的气动力特性呈周期性变化,升阻比的变化幅度较大,在最大、最小值分别可达起动状态的2倍和1/4倍。另外,升力、阻力系数的变化曲线之间存在一定的相位差;(5)与实验结果的对照表明,所采用的数值仿真方法具有较高的精度。     

超燃冲压发动机地面试验氢燃烧加热器流场数值模拟

采用Fluent软件模拟超燃冲压发动机直联式地面试验用燃烧型加热器的内部流场,对设计的氢气多孔喷射和氢气单孔喷射方案分别进行了研究.计算结果表明:加热器出口流场均能满足设计总温为1900K,马赫数为1.85的要求,而氢气单孔喷射方案优于氢气多孔喷射方案.计算中也发现了这两种设计方案中存在的不足.