扇形脉冲爆震燃烧室起爆过程数值模拟

为了探究不同障碍物结构对扇形脉冲爆震燃烧室起爆过程的影响,对采用3种典型孔板障碍物的扇形脉冲爆震燃烧 室,截取其中间截面进行了起爆过程的数值模拟,研究了障碍物型式、障碍物堵塞比及障碍物间距对扇形脉冲爆震燃烧室爆燃转 爆震（DDT）距离的影响规律。结果表明：障碍物堵塞比对扇形脉冲爆震燃烧室DDT距离的影响最大,且在堵塞比为0.35~0.70时, 堵塞比越高DDT距离越短;在3种型式的障碍物中,在低堵塞比下,截面为前掠三角形的障碍物缩短DDT距离的效果最好,在高堵 塞比下,截面为后掠三角形的障碍物缩短DDT距离的效果最好;在3种障碍物间距中,当间距分别等于1倍和1.2倍的爆震室当量 直径时,扇形脉冲爆震燃烧室的DDT距离相差不大,且均短于障碍物间距等于0.8倍爆震室当量直径时的DDT距离。     

考虑模态质量耦合的随机振动准静态载荷计算

针对目前模态质量参与法没有考虑模态质量耦合影响而导致模态密集时随机振动准静态载荷计算出现较大误差,从多自由度振动方程出发,利用模态理论和随机谱理论,分析推导出包含模态质量耦合作用的完全模态质量参与法,分析了耦合项的影响规律。此改进的模态质量参与法可用于计算包括密集模态在内的随机振动准静态载荷,并针对模态频率比大于0.95的密集模态给出简化计算公式。以一个算例验证了密集模态的准静态加速度载荷计算。     

静叶栅上游端壁双射流气膜冷却特性实验

为了进一步挖掘上游端壁气膜冷却的潜力,在低速叶栅风洞的静叶片上游端壁上,实验研究了双射流构型的气膜冷却特性,并与双排圆孔进行了对比。探究了吹风比(M=0.5,1.0,1.5,2.0)、密度比(Rd=1.0,1.5)的效应。端壁表面的气膜冷却效率通过压力敏感漆(PSP)测得。结果表明,吹风比的增大虽然会加剧吹离现象,但同时也会促进叶栅通道中、后段的气膜覆盖。密度比的增大会抑制气膜吹离,促进气膜横向覆盖和提高平均冷却效率。双射流孔相比于圆形孔,冷却气流在孔下游形成了反肾形涡,较好抑制了气膜吹离;但从双射流孔喷出的冷却气流对于叶栅通道内的涡系也更加敏感。在高吹风比下,双射流孔的冷却效率相对于圆形孔有一定的优势,特别是双射流I构型。     

新一代超/高超声速带进气道飞行器气动力特性快速计算

新一代超/高超音速飞行器要求具有高空空气动力机动能力、长航程能力,使飞行器具     

固体火箭发动机壳体特性系数

讨论了固体火箭发动机壳体特性系数的定义,给出了钢壳体和纤维缠绕壳体特性系数的表达式。结果表明,壳体特性系数不仅与壳体材料的比强度有关,还与壳体封头结构及圆筒长径比有关;对纤维缠绕壳体,特性系数还与纤维的体积含量有关。因此,将壳体特性系数作为壳体材料的性能常数是不正确的。在其他条件相同的情况下,增加圆筒长度是提高壳体特性系数的有效方法。     

考虑应力比修正的应力梯度影响指数计算方法

基于考虑应力梯度的寿命预测模型,深入研究了不同应力比对应力梯度影响指数的影响。通过引入新的参数,对模型进行修正,并以典型合金的试验数据为基础,进行寿命预测并考核计算精度。结果表明:修正后的模型能够更合理地考虑局部应力比对应力梯度影响指数的影响,寿命预测结果相比于修正前更接近试验值,对TC4(200 ℃)、GH4169(500、650 ℃)缺口试件的疲劳寿命预测结果多在2.0倍分散带以内,部分数据的预测结果可在1.5倍分散带以内。      

大型飞机研制与模型自由飞试验技术

大型飞机研制过程中需要进行静态测力风洞试验,获得飞机小攻角条件下的气动特性,但对于飞机失速偏离尾旋研究,静态测力试验是不够的,无法获得飞机在失速过程中的动态特性与过渡过程。模型自由飞试验是一种动态试验,是通过飞机缩比模型来研究飞机的失速偏离尾旋问题,包括风洞模型自由飞试验和大气模型自由飞试验。     

厚蒙皮“T”形整体壁板强度设计

基于《飞机设计手册》中整体壁板的设计方法,在最佳设计面积比的情况下,可以得到较高的结构承载能力,但是蒙皮与长桁分离面的确定给实际设计工作造成很大障碍。本文针对这一问题开展了相关的研究工作,对蒙皮厚度在4～6 mm范围内的"T"形整体壁板,给定分离面位置,在结构质量一定的条件下以最大失稳载荷为设计目标,得到蒙皮与长桁的最佳设计面积比。以此面积比设计的厚蒙皮"T"形整体壁板其承受轴压载荷的能力最强。     

进口状态对燃烧室压力损失影响试验研究

航空发动机燃烧室的压力损失特性对发动机整机性能有着重要影响。为了解燃烧室进口气流参数对流动阻力的影响规律,对3头部矩形燃烧室进行吹风试验,研究了不同燃烧室进口气流速度、压力、温度及燃烧状态对总压损失的影响。试验结果表明:燃烧室总压损失系数与进口马赫数的平方成正比关系;进口气流的温度、压力对流动阻力特性基本无影响;燃烧室总压损失系数随着油气比的增大而增大。     

蒸汽/ 空气预旋系统温降和流阻特性对比研究

为提高燃气轮机冷气品质,基于简化的燃气轮机盖板式预旋系统,采用数值模拟方法,对比研究了进、出口压比和无量纲质量流量、旋转雷诺数对蒸汽和空气预旋系统温降和流阻特性的影响规律,并以二氧化碳作为对比研究对象,分析了其流动特性存在差异的原因。结果表明:空气的预旋温降性能明显优于蒸汽的;蒸汽和空气的预旋温降性能均随进、出口压力或无量纲质量流量的增大而降低;当旋转雷诺数由3.4×106增至7.1×106时,空气的无量纲总温降逐渐增大,而蒸汽的则先增大后减小;但空气与蒸汽的流阻性能相差不大,其总压损失系数均随无量纲质量流量增加而增大,随旋转雷诺数增大而减小。