全内反射测速技术(TIRV)中界面隐失波基准光强I0的确定

基于隐失波全内反射的测速技术TIRV (Total internal reflection velocimetry)是微纳流动中测量壁面附近几百纳米范围内速度的有效方法。隐失波的光强分布I (z)随离开壁面的高度z指数衰减。若荧光粒子位于光强分布中,其亮度也将符合此指数关系,通过测量粒子亮度可确定粒子的垂向位置z,而确定隐失波的基准光强I0是该技术的关键之一。基于粒子近壁Boltzmann浓度分布、粒子粒径不均匀性和隐失波光强公式,给出了粒子亮度概率密度分布的数值解。实验测量粒子统计亮度分布后,依据实验和理论分布相同原则可定量确定基准光强I0。采用φ100nm和φ250nm 荧光粒子验证此方法并定量分析了粒径分散性对确定 I0的影响。进一步采用φ100nm粒子进行近壁速度测量实验,结果验证了本方法的有效性。     

鸭式布局战斗机非常规机动的流场机理数值分析

以先进战斗机的非常规机动为对象,发展了一种适用于大幅度运动变化的非结构嵌套网格生成方法,建立了一整套非定常流场N-S方程数值求解方法。在对三角翼动态气动特性计算验证的基础上,模拟了飞机过失速机动条件下飞行姿态和来流速度的变化特征,对鸭式布局战斗机"眼镜蛇机动"的非定常涡结构、非定常气动力效应和气动特性进行了数值研究,揭示了鸭式布局战斗机"眼镜蛇机动"的非定常流场机理。     

斯特林发动机中回热器性能研究

斯特林发动机中回热器的有效性对斯特林发动机的整机性能有较大的影响。文中通过商业软件FLUENT的动网格功能模拟了回热器内部流场的交变流动以及流体工质与回热器之间的往复式热量交换,进而捕捉斯特林发动机运行时,回热器基体在高速交变气体流场中温度场的变化规律。研究结果表明,回热器的有效性和流阻损失随孔隙率的增大而减小,随长径比的增大而增大。因此在设计斯特林发动机时需要综合考虑回热器的孔隙率和长径比。     

一种水平尾翼流动控制装置的实验研究

某型机采用上单翼低平尾布局,在着陆襟翼小迎角状态时平尾下翼面翼根部位出现局部气流分离,导致飞机振动,力矩特性出现异常变化。本文提出的解决方案是在平尾翼根前方0.12倍根弦长,下方0.30倍根弦长位置的机身上加装一对小展弦比负弯度小翼作为涡流发生器/导流片,一方面加速了后方分离区边界层与外流的能量交换,另一方面利用其上洗作用降低了平尾翼根区域的局部负迎角绝对值。通过数值计算和风洞实验研究表明,优化后的导流片使平尾分离区面积缩小50%,小迎角俯仰力矩拐点推迟4°以上,以较小的性能和结构重量代价解决了局部气流分离问题,拓展了飞机飞行边界。     

双锥流量计气液两相流流量测量模型研究

气液两相流广泛存在于化工、动力、炼油、油气开采与输送等领域,其参数的传感与测量是工业系统中难以回避的一个难题。提出一种双锥结构的新型差压式流量测量方法,设计并加工了直径比分别为0.5、0.6、0.7、0.8和0.9的双锥流量计,分析了不同直径比双锥流量计对单相介质的测量特性。以空气和水为介质,开展了水平管气液两相流流量测量实验研究。通过分析准气相流量比与 Lockhart-Martinelli 常数的关系,基于分相流理论建立了适合双锥流量计的两相流流量测量模型。实验结果表明,在不同直径比下准气相流量比与 Lockhart-Martinelli常数均具有优良的线性关系,流量测量模型对气液两相流总流量测量的误差可在6%以内。     

机载多支路液体冷却系统仿真研究

以机载液体冷却系统为研究对象,利用Simulink软件建立了串联式和多 支路并联式液冷系统模型,并对两种系统的特性进行了对比分析。采用PID控制调节支路流量,对变工况条件下的多支路系统进行动态仿真计算。分析了电子设备工况、飞行高度以及飞行马赫数对系统的影响。结果表明：多支路并联式系统的阻力更小;针对不同工况,多支 路系统可满足不同热载荷电子设备的冷却要求;飞行高度的降低和飞行马赫数增大均会导致多支路系统温度的上升。     

双组元姿控发动机喷管化学反应流场数值模拟

本文对混合比为０．９、１．０、１．１三种状态下工作的双组元自然推进剂（肼／四氧化二氮）姿控发动机喷管内化学反应流动进行了数值模拟。数值模拟时采用了弱耦合点隐式方法的数值方法及肼／四氧化二氮的十二组分、十三个基元反应的有限速率化学反应模型。得到了三种混合比下反应流及混合比为１．０时冻结流发动机的推力和比推力、喷管中的流动参数及各组分的质量分数。分析表明，数值模拟的结果与理论分析一致，结果可靠。本文工作为姿控发动机的喷管设计提供了理论依据。     

超音速流在正规反射激波系后的参数优化特性

研究了超音速气流中正规反射波加一正激波结构下的参数优化特性，给出了求解这种优化结构的方法，通过计算得到了优化条件存在的区域和优化解的特性，它用可于指导超音速飞行器的进气道及相关装置的设计。     

非壅塞固体火箭冲压发动机补燃室内流场数值模拟研究

在冷流情况下对发动机补燃室掺混流场进行了数值求解，然后建立了发动机补燃室简单反应流模型，并在该模型下对某实验发动机进行了模拟，得出了反应物和产物组分、燃速、温度等发动机参数的变化趋势，给出了一些有用的结论，论证了该反应流模型的准确性。     

双模态冲压发动机燃烧室流场数值模拟研究

在三维、粘性、湍流及有化学反应的Navier-Stokes方程基础上，通过有限化学反应速率／涡扩散模型模化湍流燃烧，对以H2为燃料的双模态冲压发动机燃烧室流场进行了研究，分析了空燃比、燃料入射角、飞行马赫数对燃烧室工作模态的影响，并分析了燃烧室隔离段的作用。