A swept fin-induced flow field with different height mounting gaps

In order to apply the air fin successfully and ensure the maneuverability of hypersonic vehicle, a key problem to be studied urgently is the heat flux brought by the fin mounting gap. The appearance of mounting gap and fin shaft can induce many complex flow structures which need more attentions to be investigated. Under Ma 6, Nano-tracer-based Planar Laser Scattering (NPLS) and Temperature Sensitive Paints (TSP) were applied to visualize and measure transient flow structures and heat flux distribution of a swept fin-induced flow field with different height mounting gaps. Complementarily, Reynolds-averaged N-S equations were solved with k-ω SST turbulent model. The heat flux distribution results of numerical simulation and TSP observed the change of high heat flux region with different mounting gap, both in position and magnitude. The streamlines based on Computational Fluid Dynamics (CFD) and flow visualization results obtained by NPLS revealed the cause of high heat flux region. The high heat flux region in this flow field is mainly related to the reattachment of vortex and flow stagnation. The increase of gap height can lead to stronger gap overflow and shaft-induced horseshoe vortex, which are source of the high heat flux around the fin. The case with the highest mounting gap (4 mm) en-counters the most severe aerodynamic heating, both on the surface of fin and plate. Thus, under the premise of ensuring the flexibility of the fin, the gap should be set as small as possible.     

应用PIV技术测试模型环形燃烧室流场

采用粒子图像测速仪(PIV)测量带双级旋流器模型环形燃烧室内冷态和燃烧流场,试验研究不同进口气流温度对其冷态和燃烧流场内回流区的形成以及气流速度分布的影响,试验结果表明:燃烧室燃烧流场内回流区长度要比冷态流场短,燃烧流场的脉动速度明显大于冷态流场;另外随着进口气流温度增加,燃烧室冷态和燃烧流场的回流区长度都稍有减少.      

基于瞬态液晶测量技术的收缩-扩张形孔

采用一种进行全表面测量的瞬态液晶测量技术测量了新型气膜孔(收缩-扩张形孔)的气膜冷却特性,研究了动量比对冷却效率和换热系数的影响,并与传统的圆柱形孔气膜冷却特性进行了对比,结果表明:收缩-扩张形孔中心线附近区域的冷却效率相对较低,而两孔之间区域的冷却效率相对较高,与圆形孔分布规律相反;在上游区域,两孔中间区域的换热系数比相对孔中心线附近区域较高,而在下游区域,两孔中间区域的换热系数比相对孔中心线附近又较低,与圆形孔相比也有较大不同。相对于圆柱形孔,收缩缝形孔的平均换热系数比在上游较高,在下游较低;收缩-扩张形孔喷出气膜对下游壁面区域的有效覆盖率远大于圆柱形孔,其展向平均冷却效率明显高于圆柱形孔;收缩-扩张形孔在动量比为2时的平均冷却效率最高。     

冲压发动机尾喷管实验新方法

阐述冲压发动机尾喷管地面模拟实验的新方法。采用双爆轰技术产生稳定的高焓燃气模拟高马赫数飞行条件下冲压发动机的燃烧气体;利用皮托管测量尾喷管推力,并对测量误差进行了分析;为研究催化复合效应增大推力提供实验基础。     

双层壳型涡轮叶片中冲击旋流换热增益效果试验

以双层壳型涡轮叶片内冷通道中旋流换热特性为研究对象,采用热膜法,对双层壳型冷却结构中的狭小受限通道中,旋流作用下换热特性的变化规律开展了细致的试验研究。重点分析了冷却空气的旋流作用对换热的强化增益效果。试验中通过改变冲击Re数(10 000～20 000),冲击间距和冲击孔直径之比H/D(0.35～1.7)等参数,研究了其对旋流的形成及内表面局部换热系数的影响规律。研究发现:由于双层壳型叶片内冷通道的空间受限,冷却空气在通道内形成了旋流结构,该旋流结构显著影响了内表面的局部换热系数并可以有效提高换热效果。研究结果表明:内表面局部换热系数对冲击间距和冲击孔直径之比H/D最为敏感,对于不同冲击Re数,存在一个最佳的H/D使得旋流换热增益效果达到最大(Re=10 000时,最佳H/D为0.95;Re=15 000,20 000,最佳H/D=0.63)。     

HTPB推进剂湿热老化规律及损伤模式实验

通过HTPB推进剂湿热老化实验,采用测定单轴定速拉伸条件下标准哑铃形试件声发射(AE)信号的方法,结合扫描电镜(SEM)断面观察结果,对HTPB推进剂的湿热老化规律和损伤模式进行了研究,给出了一个描述湿热老化性能变化规律的三阶段模型。实验研究表明:声发射信号累积计数对时间的导数的大小对应基体开裂、脱湿和宏观断裂三种损伤模式;同时水份破坏粘合剂和氧化剂的界面是导致脱湿关键因素,且水份在推进剂中的浓度与脱湿严重程度呈正相关。     

回转复杂曲面零件在线精密测量技术

针对复杂曲面零件的面形测量难题,提出以超精密机床作为栽体,利用高精度触发式测头,采用接触式的轮廓测量方法,检测曲面零件的子午面曲线,再与理论曲线相比较得出被测零件的面形精度.测量试验分析表明:该测量方法的检测精度高,通用性强,在实际加工和检测应用中具有很高的实用价值和应用前景.     

微型涡轮发动机综合测控系统设计

针对微型涡轮发动机测控要求,设计了集试车、控制系统半物理模拟、电动供油试验功能于一体的综合测控系统.各传感器调理信号并接到测控计算机与电子控制器;电子控制器通过串口接受测控计算机操纵指令,并采集p₂进行转速间接闭环控制.详细介绍了转速测量方法、电动油泵(pulse width modulation,PWM)驱动设计,并分析、设计了发动机控制律.测试软件以Lab Windows/CVI为平台,采用多线程技术设计.应用表明,系统结构简单、试验效率高,可为同类发动机研发提供支持.      

某型航空发动机滑油供油系统压力和流量仿真

利用英国商用流体系统仿真软件FLOWMASTER对在中间状态下某型发动机滑油供油系统的压力和流量进行了仿真,总结分析了不同供油温度对该系统流阻特性的影响趋势,根据仿真结果给出了该系统结构的改进建议。     

MEMS传感器在航空综合电子备份仪表中的应用

概述微机电传感器的技术现状和在IESI中的应用.通过国外典型IESI产品,着重分析了IESI的组成原理、性能特点和微机电传感器的作用.研究表明:包括高精度微机电惯性敏感器、微硅压力计在内的微型传感器开发是IESI的技术关键,国产化IESI设备在军/民用飞机中有广泛的应用前景.