Evolution of wall flow structure and measurement of shear stress issuing from supersonic jet with extended shelf

This paper reports an experimental study on the supersonic jet surface flow structure visualization and shear stress field measurement issuing from a rectangular nozzle with extended shelf. The evolution of the near-field surface flow structures with an increased Nozzle Pressure Ratio (NPR) is successfully captured by the surface oil flow, infrared detection technology, and the Shear-Sensitive Liquid Crystal Coating (SSLCC) technique. Results reveal that under smaller NPR, the wall flow structure is similar to that of a jet without the extended shelf i.e., clean jets, and this is caused by insufficient effect on the boundary layer. However, at higher amplitudes of NPR, there exists a significant effect of the boundary layer, as a near triangular separation forms on the trailing edge of the Mach stem due to the adverse pressure gradient, which is visualized for the very first time in this paper. Furthermore, the vector field of shear stress is measured quantitatively by SSLCC technique. Results shows that the magnitude of shear stress heightened with NPR increasing, and the directions of shear stress changes across the shock wave and expansion fans. In addition, surface streamlines measured by SSLCC is significantly consistent with the streamlines visualized using the oil flow technique.     

热气防冰系统内表面弦向传热性能衰减规律

利用反向热流法实验研究了弦向3排射流喷口,且中央喷口正对前缘驻点结构下射流冲击热气防冰系统前缘内表面的局部传热特性。重点研究了喷孔射流出口雷诺数Re_j、笛形管相对于前缘的距离与孔径比Z_n/d、射流冲击驻点区弦向弧长与孔径比r/d对冲击前缘靶面的局部传热性能分布的影响。实验中Re_j范围为2.5×104~1×105,Z_n/d范围为1.736~27.5,r/d范围为13.21~61.5。结果表明,局部传热性能分布曲线为从驻点开始向两侧衰减的钟形曲线,包括稳定段、下降段和结束段3部分,其中稳定段只受参数r/d的影响,而参数Re_j、Z_n/d和r/d均能够明显影响下降段的下降速率,参数r/d则几乎不会改变下降段的总下降幅度。总结了此类喷口结构下射流冲击前缘换热性能衰减分布曲线的通用实验关联式,以指导防冰系统的设计和热性能的评估。      

新型变截面同心筒发射装置及其热环境气动原理研究

为了更好地改善同心筒导弹垂直发射装置工作时导弹所面临的热环境,分析了影响筒口处燃气温度的因素和出口燃气温度降低过程中的气体动力学原理,并首次从能量守恒的角度分析了以前科研人员在降低出口燃气温度方面所做的研究工作,解释了各种降温方案的原理。还提出了一种变截面同心筒的设计方案,即将同心筒内外筒的间隙设计成收缩-扩张形状（类似于拉瓦尔喷管）,利用此变截面同心筒对气流的加速作用来提高燃气的出流速度,以达到降低高温燃气温度的目的。文中用FLUENT对设计结构进行了二维数值模拟,验证了可行性,显示出此方案可在一定程度上改善导弹工作时的热环境。     

固体火箭发动机燃气射流流场和声场数值计算

燃气射流噪声是固体火箭发动机工作过程中的主要噪声源之一,射流流场的参数对其产生的射流噪声有重要影响。通过大涡模拟(LES)对不同尺寸喷管形成的超声速高温射流进行了三维非稳态数值模拟,随后在合适的声源面中,采用FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings)声学模型和傅里叶变换得到了燃气射流噪声声压级的空间分布。计算结果表明,随着喷管尺寸增大,超声速射流核心区变大,喷口流场波节数增加,对喷管尾流场的影响域扩大,其产生的射流噪声也增强;燃气射流噪声辐射有较强的指向性,在射流轴向30°角方向噪声声压级最大,与相关文献中的试验结果比较吻合。研究结果可为后续固体火箭发动机降噪设计提供参考。     

特征线法在塞式喷管中的应用

介绍了特征线在塞式喷管中的应用,对于一些塞式喷管的特殊情况处理进行了详细的介绍,包括边界条件的处理、膨胀波和斜激波的处理等,并给出了典型的塞式喷管流场,给出了塞式喷管推力的计算方法。      

喷气飞机等高度飞行的航程与航时计算

当燃油消耗率的推力系数为常数时,运用解析方法给出了分别要求远航、久航性能时最佳巡航状态(飞机姿态、速度)的计算方法,并给出了飞机采取等姿态或等速度飞行策略下的航程与航时计算方法.结论是,为得到远航性能要求飞机采取变姿态、变速度飞行策略,为得到久航性能要求飞机采取等姿态、变速度的飞行策略.通过算例表明,只要选取的飞行参数接近最佳飞行状态,当采取等姿态、变速度飞行策略时,也能得到接近最佳远航的航程.当燃油消耗率的推力系数不为常数时,也对上述问题进行了研究,并给出了主要计算过程.      

单机组保障人员维护能力模型初探

近几年来,随着新一代高技术装备大量进入现役,装备本身对人的要求越来越高,人的因素逐渐引起了重视。为合理地组织配置人力资源,充分发挥人力资源的效能。就某型飞机单机组人员维护能力进行评估,分析影响人力系统维护能力的主要因素,并应用层次分析法建立计算维护系统维护能力的数学模型。进一步给出了计算维护能力的方法。结果表明此方法对提高机务部队的管理效率提供了科学可行的量化手段。     

飞机轮胎爆破喷流模式下管路的强度计算方法

飞机起落架作为飞机唯一的支撑结构,是不可或缺的飞机部件,而轮胎作为飞机起落架的重要部件,在飞机起飞、降落到滑跑过程中承受着巨大的冲击力和摩擦力,从而可能导致轮胎爆破的事故发生,也可能引起轮胎的空气喷流效应,导致其空气喷流效应影响范围内的液压管路破坏。而液压管路的破坏将会导致飞机液压能源系统和与之相关联的液压设备非正常工作,进而威胁飞机的飞行安全。在进行喷流模式下的液压管路的强度计算时,由于该模式下轮胎爆破产生的喷流是瞬间的、巨大的,因此计算其喷流载荷是非常困难的。针对该模式下提出一种喷流载荷拟合方法,并将拟合后的载荷加载到管路的有限元模型中,从而计算出液压管路的强度,为轮胎爆破下喷流模式的液压管路计算提供了工程实用的方法。     

航空发动机外部管路多Agent协同设计系统框架

通过分析航空发动机外部管路设计过程,建立支持外部管路设计的多Agent协同设计系统框架。该系统框架采用包含设计层、服务层和资源层的分层结构,每一层分别用不同类型的Agent完成其功能。然后讨论了在此框架下的管路设计流程。该系统框架不仅适用于航空发动机外部管路设计,对类似的复杂设计系统也提供有益的思路。      

喷口加齿湍射流增强混合的实验与数值研究

实验测量了圆湍射流和不同数目加齿射流流场速度信号,用标准κ-ε模式对实验中对应条件的湍射流流场进行了数值计算.研究了喷口不同数目加齿对自由湍射流多尺度湍涡结构的控制效果.结果表明:加齿改变了湍射流多尺度涡结构能量的空间分布,将射流中心线位置的能量向边界输运.此外,加齿对近场齿尖位置涡结构具有破碎作用,而且在不同流向法向位置还会引起涡的合并和卷吸.