Drag reduction research in supersonic flow with opposing jet

A CFD study on drag reduction in supersonic flow with opposing jet has been conducted. Flowfield parameters, reattachment point position and surface pressure distributions are obtained and validated with experiments. From the analysis on the physical mechanism of drag reduction, it shows the phenomenon that, when the opposing jet blows, the high pressure region is located between the bow shock wave and the Mach disk, which makes the nose region much lower pressure. As the pressure ratio increases, the high pressure region is gradually pushed away from the surface. Larger the total pressure ratio is, the lower of the drag coefficient is. To study the effect of the intensity of opposing jet more reasonably, a new parameter R_PA has been introduced by combining the flux and the total pressure ratio. The study shows that the same shock wave position and drag coefficient can be obtained with the same R_PA with different fluxes and the total pressures, which means the new parameter could stand for the intensity of opposing jet and could be used to analyze the influence of opposing jet on flow field and aerodynamic force.     

一种测试带压条件下MON-1饱和蒸汽压的新方法

为了解决采用一般方法不能测定带压条件下液体物质饱和蒸汽压的难题,研究、开发出一种新的测试方法。设计、加工了试验装置,实测得到一定温度和压力条件下MON-1的饱和蒸汽压值,并与拟合方程计算值和相关文献数据进行比较,结果表明该测试方法可行、精确、可靠。     

发动机内部压力传感器自动校准技术

通过分析压力测量系统的工作原理,结合硬件设备特点,设计完成了内部压力传感器自动校准系统。在WindowsXP操作系统下,采用VB6．0语言,设计了传感器通道配置与自动校准程序,通过GPIB总线．完成对程控电压源EDC522及PACIFIC6000采集装置接口操作,实现传感器自动校准。     

采用压降检漏法对大型密封容器检漏时的"升压"现象分析

文章首先介绍了压降检漏法的原理,并针对该方法在检测大型密封容器过程中出现的"升压"问题,通过压降检漏法与非真空收集器检漏法的对比试验及理论分析,得出产生该现象的原因是由于被检系统的真实漏率小于压降检漏法的灵敏度而引起的.在检测周期允许的前提下,可通过延长保压时间满足检测要求.     

冲压发动机模型燃烧室低压燃烧性能试验

低压不利于燃烧,从化学动力学角度分析,压力降低导致空气密度降低,化学反应速率降低。用冲压发动机模型燃烧室进行了低压燃烧试验,结果显示：进口压力pin从0.094 MPa变至0.065 MPa,燃烧效率由大变小;压力降低到0.065 MPa时,燃烧室燃烧性能急剧恶化,燃烧极不稳定,随时可能因压力波动或油气参数变化而熄火。无传焰槽时燃烧效率随压力的变化规律与有传焰槽的一致,但燃烧效率相对低一些。     

某型航空发动机落压比调节器性能及故障分析

根据某型航空发动机落压比调节器的控制原理,建立压力比敏感元件的数学模型,分析了落压比调节器的滞环误差、不敏感区、灵敏度等影响参数。分析结果表明：πr值偏离故障是由薄膜灵敏度太差和反馈弹簧力值偏小造成的。     

三维钝体结构风压分布与绕流特性的大涡模拟研究

针对风场作用下三维钝体结构的绕流特性与空间风压分布特性,采用大涡模型对其进行了数值模拟研究,以平均风速和脉动风速作为入口边界条件,在稳态分析的基础上对9种不同来流方向的工况进行了瞬态动力分析,再现了钝体绕流的冲撞、分离、重附着等现象,揭示了钝体绕流主、次涡循环区的形成、发展机理,提出了空间风压场分布的一般规律。研究表明:钝体绕流对流场风速剖面影响的强弱程度依次为尾流区、屋顶区、来流区,且对中心区域流场风速剖面的影响要大于两侧流场,并由中心区域向两侧逐渐减小;来流区钝体绕流特性与空间风压分布特性较屋顶区和尾流区稳定,尾流区涡旋的非对称生成、脱落对钝体左右两侧流场的冲撞、分离、重附着等具有重要的影响;来流方向与钝体呈45°或135°夹角时,对尾流风场的影响范围最小,但随着来流方向逐渐垂直于钝体,尾流影响区域也逐渐增大。     

基于光固化快速成型技术的测压风洞模型孔道制造与性能评价

传统金属加工制造测压风洞模型存在难度大、周期长、成本高的问题,利用光固化快速成型技术,可以实现测压风洞模型气动外形-内部孔道的一体化成型制造.设计制作了不同孔径、长度的孔道结构模型,对孔道成型质量和孔道结构参数之间以及孔道半径与设计半径之间的关系进行了研究,并对孔道的气密性以及通气性进行了验证.研究得出了可成型的测压模...     

小型二冲程航空发动机燃烧循环变动研究

利用峰值压力、最大压力上升率、燃烧百分率以及它们各自所对应的曲轴转角和相空间重构投影法评价小型二冲程航空发动机的燃烧循环变动.通过比较,认为燃烧百分率所对应的曲轴转角能更好地表征发动机的燃烧循环变动.针对发动机在中速和不同负荷条件下的燃烧循环变动分析,结果表明随负荷的加大,缸内燃烧的循环变动会变小,认为是负荷加大,气体...     

气动塞式喷管底部压强模型研究

为了解寒式喷管底部压强特点，找出快速、准确计算底部压强的方法，实验研究了不同反压下塞式喷管的底部压强，在认识外界反压对塞式喷管流动作用机理的基础上分析如何确定不同的底部气动状态，将采式喷管底部在不同外界反压下的气动状态划分为“三段”，即底部开放段、底部闭合段和底部由开到闭的过渡段，在各段，底郜压强使用不同的计算方法。把数值模拟、实验研究及塞式喷管底部自身特点结合起求，找出采式喷管底部压强的一般规律，建立了适合于工程应用的底部压强计算模型．结合40％和120％截短塞式喷管的实验数据，验证了底部模型的正确性。塞式喷管底部流动是超声速流的大分离流动，该模型对底部压强的预示比有限差分法具有更高的精度。