侧滑双三角翼大迎角气动特性与旋涡的关系

 本文对不同展弦比双三角翼有侧滑时的气动力进行了实验研究,α=--3°～42°,β=--20°～20°,雷诺数为1.3×10~6。为分析测力结果,作了测压、空时流场及油流等实验。研究表明,不对称来流使机翼迎风侧旋涡绕合推迟,涡破裂提前,背风侧则相反。有侧滑时机翼不对称涡破裂对气动力影响显著,引起大迎角时滚转不稳定。     

不同偏角多斜孔壁气膜冷却绝热温比研究

用传热传质类比实验的方法,研究了不同偏角多斜孔壁气膜冷却绝热温比,多斜孔壁由多斜孔实验板模拟。多斜孔实验板中,孔排列方式均为叉排,小孔与板表面夹角均为３０°,偏角从０°变化至５０°,孔排距比与孔间距比基本相等。研究结果揭示了不同孔偏角对多斜孔壁气膜冷却绝热温比的影响。     

矩形主喷管带小突片的排气引射混合系统的试验研究

通过对安装在矩形主喷管出口端的 4组不同面积和顶角的三角形小突片的对比试验, 初步研究了小突片的片数、面积 (或堵塞比)、形状和安装角度等结构参数对排气引射混合系统的气动性能的影响。试验结果表明, 小突片的应用虽然增加系统的压力损失系数, 但它明显地使系统的引射系数增加、混合均匀性改善。      

航空发动机涡轮叶片疲劳—蠕变寿命试验技术研究

涡轮叶片是航空发动机工作环境最恶劣,结构最复杂的零件之一,也是发动机断裂故障多发件之一。由于发动机工作时涡轮叶片始终在高温下承受复合载荷的作用,因此在涡轮叶片定寿中,不能将叶片的蠕变和疲劳寿命割裂开,而必须充分考虑疲劳—蠕变交互作用的影响。目前理论上对结构疲劳—蠕变寿命的预测方法还很不完善,故对涡轮叶片开展疲劳—蠕变寿命试验研究是叶片设计和定寿工作中的重要环节。本文对涡轮叶片疲劳—蠕变试验技术进行了综合论述。文中特别强调了试验载荷谱确定和叶片模拟试验件设计的关键技术环节,同时还介绍了一种专门适用于叶片疲劳—蠕变试验的基于机电伺服加载系统的疲劳蠕变综合试验器。      

一种系统辨识的递阶算法及其在飞机颤振试飞中的应用

在研究协方差矩阵特性的基础上 ,给出一种最小二乘辨识系统的递阶算法。该算法与自回归模型参数辨识的Levinson方法相似 ,利用协方差矩阵的特性,由低阶模型参数递阶算出高一阶的参数,用阶次辨识方法确定模型阶次。避免了最小二乘系统辨识批处理方法中的高阶矩阵求逆及最小二乘系统辨识递推算法中的循环修正,提高了计算的效率。该辨识方法成功地应用于飞机颤振特性的辨识。     

大功率EB-PVD陶瓷热障涂层的研究与应用

陶瓷热障涂层用于涡轮发动机的热端部件可显著提高其使用温度,延长部件的使用寿命,并提高发动机的效率。介绍了制备陶瓷热障涂层的电子束物理气相沉积技术。分析了热障涂层的剥落失效机理,同时对热障涂层的隔热效果的研究也进行了介绍。     

覆冰导线群的动态气动力特性

针对我国电力线路严重驰振区的实际情况进行了覆冰导线群的动态气动力特性测试。试验模拟驰振发生时的扭转振荡,比较两种典型的覆冰导线模型的静态和动态的气动力特性。讨论了准静态假设在覆冰导线群的驰振分析中的适用性。覆冰导线模型的静态气动力特性测试可以给出动态气动力的主要特征。但是在覆冰导线的驰振分析中确定驰振发生的最低风速等条件时,需要考虑动态气动力负阻尼与静态试验结果的差别。     

直升机由悬停过渡到前飞的飞行特性研究

研究了直升机由悬停转前飞的过渡飞行中高度和速度变化。首先研究了计算方法,并以 Ｓ Ａ３６５ Ｎ 型直升机为例进行了核算比较,验证了分析方法的可行性和合理性;最后对一般直升机在各种发动机故障状态及操纵输入进行了分析计算, 得出了一些有意义的结论,这些结论将为今后的实际飞行提供有益的指导。     

某型两级涡轮变比热容三维定常流场的数值模拟

通过求解由粘性力引入损失的Ｅｕｌｅｒ方程,模拟了某型两级双轴涡轮的内部稳态流场。计算采用了变比热容,用“混合平面法”对叶列间的相互干扰进行了处理,结果表明总体参数的计算值与发动机试验相吻合。     

涡轮叶栅尾缘冷气喷射对主流场干扰的物理模型的研究

本文分析了叶片尾缘喷气与主流干扰的机理,改进了二维、可压缩的涡轮叶栅尾缘喷气模型,并以能量损失系数ξＦ 来反映冷气喷射对主流的气动影响。通过尾缘喷气模型与涡轮叶栅流场计算及附面层参数的关联,分析了冷气喷射后的气动损失。与实验结果的对比分析表明,该模型能较准确地反映叶栅尾缘冷气喷射与主流的掺混情况,适用于预测不同形式的叶栅尾缘喷气对叶栅气动性能的影响