一种进气道自起动特性检测方法

发展了一种应用于激波风洞中快速检测高超声速进气道自起动能力的实验方法。该方法通过在隔离段内预先设置轻质堵块,迫使进气道在风洞运行初期不起动,待堵块被吹出后,流道恢复畅通,进而考察进气道是否具有起动能力。实验采用高速纹影拍摄同步壁面压强测量的手段,对二元高超声速进气道的起动特性进行了研究。通过对纹影照片以及相应的壁面压强信号的分析,对所发展的自起动检测方法的可靠性进行了考核,并进一步研究了内收缩比对进气道起动特性的影响。在激波风洞中获得了进气道自起动过程以及起动／不起动双解区的流场特征和相应的壁面压强变化历程。     

弹舱对飞翼布局飞机气动特性影响及其控制

以高速风洞气动力测量为研究手段,开展了弹舱开启对飞翼布局飞机气动特性影响及其流动控制试验研究。试验结果表明,对于飞翼布局飞机,弹舱开启主要影响飞机阻力特性,巡航状态下,弹舱开启后使得全机阻力增加60%～110%,Ma=0.8时全机升阻比降低34%。通过在弹舱前缘安装扰流片,对弹舱腔口剪切层施加流动控制,巡航状态下弹舱开启附加阻力最多降低20%,Ma=0.8时全机升阻比提高12.6%。     

非定常风沙流中风速脉动对沙粒相瞬时浓度影响的实验研究

在大气边界层风洞内采用高速CMOS相机记录了时均风速线性上升的来流条件下运动沙粒的图像。根据二进制图像标记像素的连通性,从数字图像中提取相机拍摄区域内沙粒的数量N,由此计算得到风沙流的瞬时含沙量C。获取图像的同时,使用恒温式热线风速仪MiniCTA配合55R49热膜探头测量观测域上方主流位置和跃移层顶部附近的风速变化。实验结果表明,风沙流中的瞬时含沙量总是非稳定的,其变化频率至少在100Hz以上。风沙之间的相互作用存在一定的滞后效应,大气湍流脉动对含沙量的作用与沙粒粒径相关,粒径越小,风速脉动作用越大。当粒径≤160μm时,风速的微小变化即可引起含沙量的明显波动,二者高度相关。当粒径较大的时候,如300～500μm,只有较长时间较大幅度的风速脉动才能使含沙量有较大幅度的变化,研究时均风速变化对含沙量的影响更具有意义。     

表面热流可辨识性初步分析

表面热流的可辨识性分析可用于飞行器防热层内温度测量精度和测温点位置的确定,在工程上有较强的实用意义。从无量纲分析和仿真辨识出发,根据防热层材料热物性系数、测点位置、表面热流的频域特性等参数对表面热流辨识结果的影响规律,总结出了表面热流辨识问题的相似参数：基于表面热流频率参数的傅立叶数。此后,以这一傅立叶数为判据,针对不同测量误差值的情况初步建立起了表面热流可辨识性的准则和分析方法。     

基于传声器阵列的航空发动机噪声源识别研究

为了实现新一代发动机的噪声源识别技术,对于测试所得到的民用飞机发动机的整体噪声数据,通过部件噪声分解方法,将其分解到各个部件,并且认识当代民用飞机发动机噪声源的基本特征.开发出利用发动机整机噪声数据的噪声源识别系统,采用反卷积法将波束成型法的结果作为中间声源,从中获取所需要的声源信息,使得最终的结果更加准确.通过获取的发动机整机噪声数据,验证传声器阵列技术的可行性,并且证明了系统的可行性和有效性.     

大涵道比涡扇发动机滑油流量中断

基于GJB 241A-2010、JSSG-2007B等国内外军用标准规范,分析了航空发动机滑油流量中断工作能力通用要求以及试验验证通用要求.针对大涵道比涡扇发动机,分析指出其使用特点与战斗机发动机有明显差异,其滑油流量中断工作能力要求不能直接照搬军用标准的相关规定.根据运输机发动机的使用特点分析,借鉴国外航空发动机的相关技术经验,提出了大涵道比涡扇发动机的滑油流量中断工作能力要求以及滑油流量中断试验的程序与方法.     

篦齿封严流动及其对压气机静子性能的影响

为研究工程上广泛采用的3平齿型篦齿封严泄漏流动,以1台多级压气机第3级静子为例,利用数值模拟技术进行了计算分析.结果表明：篦齿封严间隙与泄漏流量成线性正比关系,但对静子流通能力和总压损失等的影响不是线性的;篦齿封严泄漏导致静子端壁区流动产生角区分离,并催生强的二次流动,是静子封严泄漏能够影响主流大范围流动的内在机制.为此提出将篦齿封严间隙控制在1％叶高左右的建议,以将篦齿封严泄漏对压气机静子的影响控制在可接受的范围之内.     

流量分配对涡轮叶片内通道压力分布特性影响的实验研究

为掌握某型涡轮叶片内流通道不同出流位置的流量分配比例对该通道压力系数分布的影响规律.对该通道进行合理简化并根据相似原理,采用几何放大模型,在通道进口雷诺数Re=2.7×10^4～3.4×10^4的条件下,研究出流孔一、出流孔二及出流孔三5种不同流量分配情况的通道压力系数分布,结果表明：三处出流位置流量分配的变化对第一通道压力系数的影响并不明显,而对第二和第三通道的压力系数有明显影响;减小出流孔一、出流孔三流量分配比例以及增加出流孔二的流量分配比例会使通道压力系数整体较低;增加出流孔三流量分配比例使第三通道压力系数整体较高且沿流程下降趋势缓和.     

对流层折射修正中水汽压公式对比研究

针对当前对流层大气折射效应评估计算的工程应用中,水汽压的计算方法不尽统一、精度参差不齐的现状,分别在-50℃～0℃气温范围内利用各平冰面饱和水汽压公式、在0℃～50℃气温范围内利用各平液面饱和水汽压公式对大气折射率湿项进行了仿真计算,通过对仿真结果的比较可知：在平冰面和平液面情况下,Buck（巴克）1981公式和Buck1996公式与Goff-Gratch（戈夫-格雷奇）公式的偏差均较小,计算精度较高,建议作为测控系统外测数据处理中大气折射修正的首选经验公式;该分析结果也可为其他需要考虑水汽影响的工程领域提供参考.     

多喷流干扰级间热环境风洞试验研究

运载火箭级间热分离过程中,级间段受高温高压喷流的影响,所处环境恶劣,研究级间热环境中压力、温度和热流分布规律对级间段结构的优化具有重要意义。在Ф1m高超声速风洞中,采用以微型固体火箭燃气为喷流介质的热喷流模拟技术,模拟了运载火箭二级主发动机和四个游动发动机同时工作多喷流干扰条件下的级间热环境,并对级间压力、温度和热流测量试验技术进行了研究,获得了不同级间距、不同排燃窗开口数量情况下的二级底封头和一级前封头表面的热流、温度及压力分布特性。试验结果表明,级间距越小,分离环境越恶劣,压力、温度、热流分布越不均匀;总排燃面积保持不变,排燃窗开口数量变化,对一级前封头上的压力、温度、热流影响不大,但对二级底封头影响较为明显,随着开口数量的减少,二级底封头上压力、温度、热流值均有所增大。本项试验采用同轴热电偶测量了级问区域的热流,热流结果精准度的提高以及热流模拟准则还需进一步探索和研究。