FL-2风洞亚跨声速大振幅实验技术研究

飞机在大迎角下机动飞行，流动状态的非定常性是其主要特性。对此进行研究是十分必要的。为了在高速风洞中开展飞机大振幅动态特性研究，专门设计了一套大振辐动态试验装置，使FL-2风洞具备了大振辐动态试验能力。并用此装置在FL-2风洞初步完成了一期试验。文中主要对此试验装置及其试验能力和风洞试验情况作了介绍。     

超声速自由剪切尾流动的数值模拟和理论分析

本文从二维完全Ｎ－Ｓ方程出发，采用ＮＮＤ２Ｍ差分格式，计算了超声速自由剪切层流场，并且研究了上游扰动在剪切层内的传播规律，在数值模拟的基础上对流动涡结构进行了分析。     

日本长期载人航天生态实验装置

当前,随着载人航天技术的不断进步和人类生存危机的日益加深,向地外寻求生存空间已是必由之路.由于目前比较看好的地外星球是月球和火星,美国、俄罗斯和欧空局已经建立了各种类型的大型地面模拟基地,为最终建成月球或火星基地做准备.     

H-6部件与外挂天平的研制

介绍了H 6部件与外扌圭物测力试验的难点 :一是天平的设计载荷极不匹配 ,如机翼天平的滚转力矩是常规天平的 1 0多倍 ;二是模型尾部是船形尾段。采用常规的支撑方式 ,支杆强度太弱 ,试验不安全 ,同时也不利于多台天平的敷线 ,总体方案采用模型尾部与支杆合为一体的结构形式 ,既保证了试验安全又便于多台天平的敷线。天平设计首先保证试验安全 ,用双电桥提高天平的输出。试验结果表明 :总体试验方案正确 ,天平设计合理 ,支撑刚度好 ,测量精度高。     

空天飞机的计算流体力学分析

本文分析了空天飞机空气动力学的特点和计算流体力学在发展空天飞机中的作用,讨论了发展空天飞机对计算流体力学的要求。强调了计算流体力学、地面试验和飞行试验应该相互结合成一个整体。在这基础上,探讨了利用地面试验对计算程序进行“确认”、“校准”和“鉴定”以及鉴定计算程序对地面试验的要求。本文还从计算方法、外流、进气道流动、喷管流动、燃烧室流动等方面,综述了空天飞机计算流体力学分析的最近进展和尚待解决的问题。最后对发展我国空天飞机计算流体力学提出了建议。     

大客车局部优化造型对其使用性能的影响

随着车速的提高,汽车在行驶中受到的空气阻力便成为不可忽视的问题,因此与减阻节能相关的汽车优化造型也就显得越来越重要了。由于运动物体所受到的空气阻力系数的大小主要取决于它的头部的形状,因而我们对厢式大客车驾驶室前风窗区的几种不同造型在低速风洞中进行了测力的实验研究。实验结果表明,驾驶室前围不同形式的过渡是影响厢式客车空气阻力的重要因素。其中在适当的风窗倾角下,经过良好的圆化处理后,可使厢式大客车的空气阻力减小27%左右。这不仅节省了燃料的消耗,还可以提高汽车的最大行驶速度,改善其加速和爬坡能力。     

四喷管射流流场的数值模拟及分析

本文分析了ENO格式的特点，并应用于全NS方程的迁移项和压力项，模拟了三维射流，首先计算了四喷管射流干扰流场，给出了相应的计算结果，指出了其四股射流外部有形成类似一股射流波系的趋势，而内部四股射流始终存在并相互作用，且伴随流对内部干扰流场有重要影响；然后计算了四股射流流入圆管内的流场，给出了壁面和截面物理量的分布，分析了其拓扑结构。     

固体火箭冲压发动机地面试验装置及测控系统

介绍了固体火箭冲压发动机地面实验装置及测控系统组成，功能、技术指标和可以开展的研究工作。     

多体分离抛撒初条件与分离特征参数

多次风洞自由飞多体分离抛撒实验均证实了被抛撒物运动初条件对抛离成功与否有决定性影响;为此可采取"戴帽"措施;但数值计算结果与此相反,因而需深入开展研究,解决问题。常规形式的风洞测力方法,无法模拟各分离体之间很大的相对速度。分离过程中"特征时间"是很小的,因而风洞实验以及数值计算必须计及非常小的"特征时间"所反映的非定常气动力。多体分离的实践表明,至少在快速分离过程中运动动力学相似是必需的。     

低速条件下引射火箭实验研究

开展了火箭基组合循环推进在引射阶段的实验系统设计，实验系统包括以支板为特征结构形式的引射火箭试验发动机，自由射流气路系统，燃料喷注系统和压强推力数据采集系统，以固体火箭发动机作为燃气发生器，成功地进行了静态海平面零马赫状态下引射模态实验，获得了相关实验数据，同时，对相应的几何结构做了数值模拟，数值计算结果与实验结果基本吻合。