气固两相喷嘴平面叶栅能量损失的试验研究

通过对气固两相压气机平面叶栅后,沿栅距和叶高分布的气流压力和速度的测量与分析,研究了气固两相流流经压气机平面叶栅时的速度系数和能量损失系数随粒子浓度和攻角改变而变化的规律。试验是在攻角i=-10°、0°气流速度c=10m/s及粒子质量浓度α=0％、2.0％和2.7％的工况下进行的。结果表明:气固两相流流经压气机平面叶栅时能量损失比单相纯气流的大;而且随着粒子浓度和攻角增大,两者的差别也愈大。     

JJ5飞机中空意外进入尾旋的研究

首先分析了ＪＪ５飞机中空意外进入尾旋的原因,说明了意外尾旋的特点。其次,估算了Ｊ空意外尾旋各阶段的高度损失,计算了尾旋最低安全跳伞高度。重点分析了尾旋同的机会,并指出了尾旋安全跳伞时机,最后,根据多年来ＪＪ５飞机高空尾旋飞行成功的经验与体会,以及近年来中空意外尾改出成功率低的实际情况,提出了几点建议,人飞行人员参考。     

不同攻角对涡轮叶栅损失的影响

应用基于压力修正的三维计算流体动力学(CFD)程序,通过改变进口攻角,对不同工况下的涡轮叶栅流场进行了数值模拟.并结合CFD模拟结果,应用较合理的损失分离方法,对比分析了三种常用的变工况涡轮损失预测模型.结果表明:在正攻角情况下,随着攻角的增加,涡轮叶栅总压损失显著增加;在负攻角情况下,随着攻角的增加,涡轮叶栅总压损失则有种先减小后增大的趋势,但变化范围不大.而对于三种变工况涡轮损失预测模型来说,虽能基本上反映出涡轮损失随攻角的变化趋势,但预测结果差别很大.      

电路模拟吸波材料带宽拓展方法探索

电路模拟吸波材料有一定的频率选择特性,电磁波有效损耗的带宽通常比较窄,通过多层电路屏、掺杂电损耗介质、磁损耗介质层组合、磁电损耗组合的方法,对电路模拟结构吸波材料在2~18GHz区间电磁损耗带宽的拓展进行了初步探索。结果证明:四种方法都能够提高电路模拟吸波材料的有效吸波带宽,并能够不同程度地提高材料的吸波效率。多层电路屏、掺杂电损耗介质的多层电路屏、组合磁损耗介质层的多层电路屏、组合磁损耗介质层和电损耗介质的多层电路屏,其反射率≤-5dB的带宽较单层电路屏的1.2GHz分别增加了6.4、10.6、9.6、10.6GHz,最小反射率分别达到-8、-10、-12、-25dB。     

超燃冲压发动机凹腔稳焰的数值模拟

采用迎风格式数值模拟带凹腔(L/D=4)的超燃冲压发动机燃烧室内的高速可压缩流动,首先采用二阶NND格式对欧拉方程进行冷态数值模拟,以更清楚的捕捉、分析激波的特点;然后采用迎风三阶精度MUSCL格式求解二维N-S方程,湍流模型采用剪切修正的k-ω模型,对喷氢燃烧工况进行数值模拟。结果证明,凹腔可以达到掺混和稳定燃烧的目的,冷态时,总压损失较大,但喷氢燃烧降低了马赫数,减小了激波强度,实际工作状况凹腔不会引起很大的总压损失。     

不同长度端壁翼刀对压气机叶栅二次流影响的数值研究

对可控扩散叶型(CDA)常规直叶栅和三种具有不同长度和流向位置的端壁翼刀叶栅内的三维粘性流场进行了数值模拟。结果表明,不同长度端壁翼刀都不同程度上改善了栅内的气流流动状况;较小长度的翼刀所产生的附加损失也较小;反向翼刀涡的产生与流道内横向流动的强弱息息相关。计算结果表明,占据前3/4流道长的翼刀为最佳翼刀。      

航空发动机涡轮叶尖间隙损失的统计设计

应用数值计算方法对发动机涡轮叶尖间隙引起的涡轮效率损失进行了分析，结合计算机辅助公差设计，提出了基于涡轮叶尖间隙损失的间隙尺寸和公差优化设计方法。以制造成本和涡轮效率损失最小为优化目标函数，采用Monte Carlo随机模拟法和基因遗传算法，分析计算了涡轮间隙尺寸公差和装配组成环的尺寸公差分配。     

速度比对波瓣混合器混合气动性能的影响

在常压、双涵进气条件下 ,通过对几种波瓣混合器与圆形收敛喷管组合的出口流场测试 ,研究不同外、内涵速度比情况下 ,波瓣混合器的混合气动性能 (压力和温度均匀度、压力损失系数等 )变化规律 ,为对比起见 ,还对环形混合器组合进行了试验。试验表明 :在本试验范围内 ,随着速度比的增加 ,压力均匀度曲线呈“凸”形 ,冷态试验时 ,峰值在速度比 1 .0处 ,热态试验时 ,峰值在 0 .68附近 (冷、热态峰值的速度都与温度比的平方根成正比 )。压力损失系数曲线呈“凹”形 ,冷态试验时 ,谷值速度比小于 1 .0 ,热态试验时 ,谷值在速度比更小处 ,温度均匀度曲线则随着速度比的增加呈下降趋势 ,在速度比 0 .2～ 0 .7之间 ,温度均匀度随速度比的变化基本呈线性关系 ,而在速度比大于 0 .7以后 ,则下降趋势变平缓。     

轴流压气机超音叶片新设计技术研究

介绍了一种轴流压气机超音叶片新设计技术 ,即叶型中弧线用任意多段圆弧生成 ,前缘用椭圆弧连接。该方法可以灵活控制叶型中弧线的曲率分布 ,有效控制扩散因子 ,提高气流抗分离的能力。椭圆形的前缘可减弱超音气流在前缘进口区的加速程度 ,降低进口弓形波的强度 ;叶型入口段理想的曲率分布可以合理组织进口激波结构和位置 ,大幅降低激波损失。用该方法改进设计的两套超音叶片叶型的计算结果表明本方法具有良好的工程应用价值     

RTM工艺用耐高温树脂研制

以某飞行器透波结构件对材料的要求为背景，研制了可用于RTM成形工艺的耐高温树脂SH。SH树脂100℃下8h后粘度仅200mPa.s，适于RTM工艺成形；该树脂耐热性良好，玻璃化转变温度Tg为269℃，430℃热失重仅为10％；石英纤维／SH树脂腹合材料300℃时的弯曲强度σb＝139MPa，弯曲模量Eb＝9．5GPa，可在300℃以上短时使用。