8m×6m风洞新型高精度外式天平研制

介绍了为8m×6m风洞研制的一台新型外式天平的用途、测量能力、测量原理和一些新的设计思想。静态校准结果表明：该天平全部达到了设计要求，精密度和准确度都达到了较高的水平，可以满足多种型号试验和研究的需要。     

空天飞机的乘波外形

本文首先介绍了乘波外形的基本概念和空天飞机采用乘波外形的优点,然后介绍了利用楔的流场和圆锥流场构筑乘波外形的方法和气动力性能的计算公式,在简单地评述了乘波外形优化工作的进展之后,重点介绍了考虑粘性的乘波外形优化方法和乘波外形气动力性能计算与实验结果的比较。对乘波外形与超燃冲压发动机一体化方面的近代工作也作了介绍。最后,对乘波外形今后的研究工作提出了建议。     

低压下V形火焰稳定器后回流区流动特性研究

本文用双通道热线风速仪对低压下V形火焰稳定器后回流区流动特性进行了实验研究,获得了局部平均速度、素流强度、雷诺应力等参数的分布情况。实验表明,与常压比较,低压下回流区范围有所缩小,回流流量相对降低,雷诺应力普遍下降,紊流尺度略有增加,从流体力学方面为分析低压下稳定器的燃烧性能提供了新的依据。     

NACA0012翼型跨音速测压实验研究

本文为NACA0012翼型在NH-1风洞进行跨音速二维测压实验的研究报告。文中将本风洞的实验结果与国外大风洞的相应实验结果及国内某些理论计算结果作了比较。比较表明曲线规律一致,数据符合较好,说明按现行实验方法得到的本风洞跨音速测压数据是可靠的。本文还对参考点M数、洞壁干扰修正及激波位置等问题作了简要的分析。     

Design and examination of a turboprop inlet with scavenge duct

The inlet with scavenge duct is an important part of turboprop aircraft engine. This type of inlet normally has a complex shape, of which the design is challenging and directly affects the flow field quality of the engine entrance and thus the engine performance. In this paper, the parametric design method of a turboprop aircraft inlet with scavenge duct is established by extracting and controlling the transition law of the critical characteristic parameters. The inlet’s performance and internal flow characteristics are examined by wind-tunnel experiment and numerical simulation. The results indicate that a flow tendency of winding up on both sides is formed due to the induction of the inlet profile, as well as a vortex pair on the back side of the power output shaft. The vortex pair dominates the pressure distortion index on the Aerodynamic Interface Plane (AIP). In addition, with the increase of freestream angle of attack, the total-pressure recovery coefficient of the inlet increases gradually while the total pressure distortion index decreases slightly. On the basis of the experimental results under different working conditions, the parametric design method proposed in this paper is feasible.     

典型激波针减阻降热特性及流动机理

为研究激波针对超/高超声速钝头飞行器进行减阻降热的相关特性,采用数值模拟方法对6种典型激波针构型的流动特征开展系统研究。给出了激波针长度、来流马赫数对流动特征的影响规律,并对其形成机理进行了探讨。结果显示:马赫数较低时,头部有扰流物的5种激波针在回流区即将分裂时减阻率最大;马赫数较高时,减阻率在回流区分裂前后出现局部峰值,但最大减阻率将出现在回流区分裂后更长的激波针长度下。马赫数为3时,6种构型减阻率达最大时的相对长度在0.8~1.2之间,相比而言,球型、半球型和双锥型的减阻效果最好,最大减阻率为45%~50%;圆锥型最差,为20%~25%,明显低于头部有扰流物的构型。相同的激波针长度下,头部有扰流物构型的减阻率随马赫数增大而增大,圆锥型则相反。流场回流区、分离激波、弓形激波、局部膨胀流动等导致的压力分布变化是构型整体阻力变化的主要成因。      

U型脉冲爆震燃烧室的点火起爆工作特性试验研究

为了缩短脉冲爆震燃烧室轴向长度,开展了气液两相U型脉冲爆震燃烧室（U-PDC）点火起爆特性试验研究。试验时采用火花塞点火和热射流点火,且点火能量可调。研究结果表明,两种点火方式均可实现U-PDC工作频率10~30Hz稳定工作,且DDT时间随工作频率提高而缩短,在5~11ms之间。此外,实现U-PDC稳定工作时,热射流所需的点火能量为0.05J较火花塞点火能量1J更低,并且热射流点火DDT距离更短,约718mm,起爆位置距来流入口的轴向距离约280mm,缩短了起爆所需的轴向长度,有利于工程应用。但是,进一步提高热射流点火能量,其DDT距离无明显变化。     

斜流中七叶侧斜螺旋桨水动力及空泡性能研究

为研究七叶大侧斜螺旋桨斜流中的水动力及空化流场特性,基于DDES（延迟分离涡方法）建立了斜流中螺旋桨空化流场数值预报模型。在空化数 =2.024时对三套网格进行了不确定度分析,将斜流中螺旋桨（VP1304）水动力及空泡计算结果与试验结果进行了对比,验证了本文所建立数值模型具有较好的精度,然后对七叶大侧斜螺旋桨斜流中的水动力及空泡特性进行了计算。计算结果表明：斜流中螺旋桨推力和扭矩相对轴向流中均有明显下降,且随着进速系数的增大,下降幅度也逐渐增大,J=1.0时推力下降了82.1%,扭矩下降了47.6%;斜流中螺旋桨桨叶载荷呈周期性变化,随着进速系数的增大桨叶载荷极值变化率逐渐增大,J=1.0时,推力载荷极值变化率为163%,扭矩载荷极值变化率为100%;斜流中螺旋桨桨叶表面空泡形态十分不规则,螺旋桨旋转过程中伴随着严重的空泡融合、溃灭、脱落等现象,是桨叶表面载荷呈现脉动特性的重要原因,同时对螺旋桨的隐身性能十分不利。     

高超声速双模块内转式进气道的流动特性研究-Part II 攻角影响

为了研究飞行攻角对高超声速双模块内转式进气道流动的影响,本文通过试验和仿真方法,获得了0°,4°和6°攻角条件下进气道模块内的流动结构。结果表明：在本文研究的攻角范围内,进气道均可起动,进气道压缩面侧的压力变化体现了基准流场的流动特性。在耦合作用下进气道模块间压缩面诱导的激波形态沿流向由弓形逐渐发展为钟形,并且在外压缩激波的扫掠影响下进气道的三个角区出现了强度不同的旋涡结构。进气道压缩面侧的角区旋涡随着攻角的增加而逐渐增强,而进气道出口截面上低能流区域随着攻角的增加而逐渐减小。低能流区域内的二次旋涡呈现不同的变化趋势,位于上半截面的旋涡随着攻角的增加其逐渐向上移动,而位于下半截面的旋涡位置基本保持不变。     

防风工程对风特性及铁道车辆横风气动特性的影响

本文以现场实测和风洞及水槽模拟实验结果为依据,论述了不同类型不同高度的挡风墙及铁路路堤对大风特性和车辆横风气动特性的诸多影响。