带喷流的超声速光学头罩流动显示

在马赫数3.8的超声速风洞中,以高时空分辨率的基于纳米示踪的平面激光散射(NPLS,Nano-tracer based Planar Laser Scattering)技术为实验手段,研究了有无喷流的超声速光学头罩流场的精细结构,清晰地再现了流场中的激波、膨胀波、剪切层和湍流边界层等复杂结构.通过分析时间相关的流场NPLS图像,可以发现流场结构随时间的演化特性.结果表明:无喷流情况下光学窗口上方的大部分流场处于层流状态;有喷流情况下剪切层的层流区域较短,在很短的距离内转捩至湍流状态;喷流出口压力高于外界压力情况下剪切层的转捩位置比压力匹配情况下较为靠前,光学窗口上方的涡结构也较为复杂.比较而言,后者对气动光学性能的影响更大.     

减压直流等离子体射流电子温度的双静电探针测量

建立了一套双静电探针诊断系统,用于检测在气流量为4.2 slm、弧电流为80 A、真空室压力为165Pa的条件下纯氩直流非转移弧等离子体射流的电子温度及其分布。结果表明:发生器出口处射流中心的电子温度约为14 500 K,射流中电子温度随离开发生器出口的轴向或径向距离的增加而单调降低;径向电子温度梯度约为263 K/mm,轴向电子温度梯度为69 K/mm;射流中电子温度随弧电流增加而单调上升。     

压力对航空煤油RP-3结焦的影响

实验研究航空煤油RP-3在流动状态下的结焦分布情况,并分析了压力对于氧化结焦的影响.实验中采用恒定热流的方式将流经长2 m的单通道不锈钢管(Ф2.2×0.2,1Cr18N i9Ti)中的航空煤油由127℃加热到427℃,质量流量4 g/s,并利用"称重法"获得RP-3结焦数据.通过改变系统压力3,4,5,6,7MPa,研究了压力对RP-3壁面结焦速率的影响规律.实验结果表明,压力的提高,对管壁的结焦有一定的抑制作用,结焦峰值位置也有沿实验段往下游移动的趋势,不同压力情况下的管壁结焦速率分布曲线的形状大致相当.     

我国先进战机出厂费用的预估方法

由于年代上的差别、技术水平的提高和国内外研发体制的不同,国外已有的成熟估算模型不能直接用于国内先进战斗机(三代以上的战斗机)的出厂费用估算.针对这种问题,研究了国内外军工体制的差异、先进战斗机的新技术特征和研制过程的新特点对费用产生的影响,将研制体制、引进仿制、航电技术升级、改进改型和研制周期拖延5种因素考虑到费用计算当中.根据战斗机出厂费用数据统计,以Burns估算模型为基础,引入了相关的"费用因子",采用比例缩放、最小误差等方法,建立了一种国内先进战斗机出厂费用估算的新模型.以国外先进战斗机和国内三型战斗机作为算例,验证了新模型的有效性和实用性.     

静电场对轴对称射流雾化效果的影响

设计和组装一台实验装置,研究了柴油通过压缩空气进行喷射时,静电场对轴对称射流液体的浓度分布影响.结果表明:在无电场作用时,随着靶盘距喷嘴距离的增加,液流浓度逐渐减小;当喷雾压力增加时,射流轴线上的液流浓度变化较大;随着距轴心线距离的增加,液流浓度的变化逐渐趋于平缓,最后基本达到稳定.在静电场作用时,随着电场强度逐渐增大,液流的雾化分布与增加空气压力时液流的雾化分布具有基本相同的特点,电场强度对射流轴线上液流浓度的影响最为明显.利用实验结果拟合了液流浓度的准则关系式,得到了无量纲坐标内液流浓度的变化规律,为获得最佳雾化效果的设计提供了参考.     

H-S管激励振荡流动的数值模拟及实验研究

Hartmann-Sprenger(H-S)管在一定条件下,可以使射流气体产生按一定频率激励的强烈振荡.对H-S管的振荡流动进行了数值模拟和实验研究.数值模拟结果显示出H-S管在吞吐模式下流场的周期变化,在对应的试验瞬态纹影图上,则观察到相应的吞吐射流气体,揭示了H-S管激励的工作机理.通过大量的实验研究,对小管径共振管的频率估算公式进行了修正,提高了振荡频率估算的准确度,为以后设计给定激励频率的射流喷嘴奠定了基础.     

高超声速侧向喷流干扰气动特性试验研究

在CARDC-5的推进风洞中,对双锥柱体模型进行了侧向喷流干扰测力试验。本次试验是对于高超声速中侧向喷流的一次比较系统的研究,包括单喷管冷、热喷流干扰测力试验和双喷管冷喷流干扰测力试验研究,飞行高度h=54km,试验马赫数为6,模型迎角α=0°~6°,模型滚转角γ=0°~90°,冷喷流介质为空气,热喷流介质为发动机燃气流。试验结果表明:对于本模型喷流气动干扰使喷流放大因子略有变化;在综合性能上双喷管要优于单喷管的表现。     

高速喷流干扰及控制技术研究

在高速风洞中对单喷模型喷流干扰和二次引射实现推力转向进行了试验研究,试验马赫数为0.6和0.8.结果表明:亚、跨声速喷流对气动特性起到积极作用;引入二次流可以实现喷流偏转,但是会带来一定的推力损失.     

超声速高温冲击射流注水流场实验研究

为了降低发动机羽流冲击流场的温度,减弱其对发射装置的冲击和烧蚀作用,对超声速高温冲击射流的注水流场开展了实验研究.通过高速摄影和红外热像仪两种非接触式测量设备对无注水和注水两种状态下的冲击流场进行了对比拍摄,并且使用热电偶对底板冲击区的温度进行了测量.对注水两相冲击流场的结构和温度场分布进行了深入分析和研究,并与无注水状态下流场进行对比,得出了通过注水方式可以减少核心区长度和面积,降低迎气面温度,减弱其热冲击烧蚀效应的结论.     

三维高超声速底部喷流干扰流场数值模拟与试验研究

通过数值模拟和风洞试验两种手段对来流马赫数M∞=4、喷流压比Pj/P∞=156.8、不同迎角下的三维高超声速底部喷流干扰流场进行了研究.研究结果表明超声速底部喷流干扰流场结构复杂,有、无喷流时底部流场有很大不同,对气动力系数影响显著;在大喷流压比情况下,喷流干扰使导弹纵向气动力系数下降、压心前移.最后,对数值模拟与风洞试验在结果上的差异进行了分析.