机动飞行状态的旋翼入流特性分析

基于近似弯曲涡管的旋翼涡流理论模型,并计入涡核修正影响,建立了一个分析角运动对旋翼入流影响的计算方法。利用该方法,本文首先计算了无角运动时的旋翼入流分布,并与可得到的实验结果进行了对比,以表明涡管尾迹模型的有效性,同时分析了涡环对空间点的诱导速度的变化趋势。然后计算了悬停、爬升及前飞状态下不同俯仰及滚转机动率对旋翼入流的影响,并给出了一些结论。     

尾迹对压气机转子性能影响的非定常数值模拟

采用三维粘性非定常数值模拟方法,研究了上游尾迹对轴流压气机转子性能及其尖部非定常流动的影响.结果表明,在一定情况下,上游静子尾迹与转子内部流动的非定常相互作用,有可能改善近失速点的气动性能,如转子压比和效率升高,工作范围增大.其原因主要为:上游静子尾迹使转子尖区一次泄漏涡强度减弱,减少了二次泄漏涡强度或抑制了二次泄漏涡的产生,最终导致尖区损失减少;此外,尾迹使尖区激波位置后移,改变了尖部弦向的负荷分布,最终导致压气机稳定工作范围增大.     

大跨度平屋盖表面的特征湍流研究

首先介绍建筑特征湍流的含义及其表现的几种形式。然后重点对一种典型的特征湍流形式——锥形涡进行了探讨,给出了通过风压信息识别其特征参数的方法。最后,结合一大跨度平屋盖缩尺模型风洞测压试验,对锥形涡的涡心位置、作用范围以及运动模式等特征参数进行研究,并给出了定量结果。这些工作有助于更好地总结屋面风压分布的一些共性规律,并进一步提出符合屋面绕流特点的阵风荷载模型或脉动风压功率谱。     

翼尖涡流场特性及其控制

大型运输飞机的尾涡系是诱发后继小型飞机空难的重要原因,需要有效的涡控制装置来削弱其强度.通过风洞实验,研究了翼型为NACA23016的矩形半机翼模型翼尖尾涡流动结构和控制方法.应用七孔探针空间流场定量测试技术研究了翼尖涡的流动结构,给出了翼尖尾涡在下游两倍弦长距离内的速度和压力场分布随迎角变化的规律.在机翼翼梢布置不同组合方式的翼梢涡扩散器,来控制翼尖涡.研究结果表明,正负90°和60°安装角的双翼梢涡扩散器可将翼尖涡涡核的静压增加60%以上.其旋涡强度削弱机理为:翼梢涡扩散器将集中的翼尖涡破碎分成两个或多个强度更弱的旋涡.在流体粘性的作用下,旋涡能量耗散更快,可有效地削弱翼尖尾涡的强度.     

航空发动机加力燃烧室技术及新颖结构方案

传统发动机加力燃烧室都采用V型火焰稳定器组织燃烧,自加力出现到第三代发动机,该方案一直得到了广泛应用。随着新一代歼击机性能指标的提高,发动机加力燃烧室需要新的突破才能满足更高推重比的要求。本文介绍了第三代、第四代发动机加力燃烧室的结构方案,并根据新一代加力燃烧室一体化设计思想,介绍了新颖加力燃烧室的结构方案。     

一种旋转导弹锥形运动稳定性分析方法研究

针对旋转导弹在飞行过程中,由于俯仰和偏航通道的气动交联、惯性交联和控制交联而形成的锥形运动对弹体稳定性的影响,在对锥形运动进行动力学建模的基础上,利用劳斯定理分析了旋转导弹锥形运动的稳定性条件,揭示了锥形运动稳定性与飞行状态、气动特性以及弹旋速度的关系,并针对旋转导弹做锥形运动时的角运动特性进行了仿真。仿真结果验证了该稳定性条件的可行性和正确性,研究结果为旋转导弹总体设计及制导控制系统设计提供了参考。     

有限体积法求解任意回转面叶栅叶型反问题设计的欧拉方程

以有限体积法为基础,探讨了用θｍ坐标系下积分型Ｅｕｌｅｒ方程求解任意回转面上叶栅反问题的方法,应用这一技术设计叶型,能用较少的机时使型面上气流压力值满足预先给定的值。这种叶型设计方法考虑了任意回转面上旋转角速度、半径变化、流片厚度变化等多种影响因素。文中还详细讨论了其基本方程、数值格式和求解过程,给出了根据给定的压力分布进行静子叶栅和转动叶栅设计的验证算例,结果表明该叶型设计方法是有效的。     

构架式可展开天线反射器模块化构型设计优化

针对构架式可展开天线反射器模块化构型要求, 基于螺旋理论分析了模块及多模块组网的自由度,采用模块组合思想降低了构架式可展开天线反射器结构设计复杂性。首先,在由四面体单元组成的构架式天线反射器结构基础上,利用3个相同构型的3RR 3RRR四面体单元构建平面模块,再采用模块间花盘与花盘连接方式组网形成构架天线反射器;其次,基于构架式天线反射器的可收展的期望运动,运用螺旋理论验证模块化构架式天线的可展性;最后,针对花盘姿态变化型综合,优化模块间连接运动副,使构架式可展开天线反射器收拢后达到最大收纳比。研究表明模块化构架式可展开天线反射器具有可展性,当模块间采用万向副连接时,组装的二圈模块化天线反射器为8自由度机构且能完全收拢。模块组网后的构架天线反射器具有收纳比高、自由度少的优点,在较少驱动下可使天线展开完全和展开可控,在航天机构领域具有良好的应用性。     

旋流加力室火焰前锋的计算

本文描述旋流加力燃烧室火焰前锋位置的计算。编制了一套计算程序,计算了各种旋流角下火焰前锋的位置以及流阻系数,还计算了压力变化对火焰位置的影响。分析结果指出,当旋流角α=45°时,加力室长径比L/D=1.2,比传统的L/D小一倍,流阻系数不比传统的大,压力对火焰前锋位置无明显的影响。