FK气流纺微机

本文介绍了 FK 微机的控制原理,性能特点及机械结构,着重介绍了 FK微机的控制原理,并简要介绍了它的使用情况。     

火箭弹发射过程冲击流场压力和温度实验测量

考虑燃气流场的冲击效应，根据冲击特点对燃气作用区域的装置结构和强度进行合理的设计，以获得有效的导流和防护效果。实验对火箭发射阶段管后冲击流场在平面斜钢板上的流动参数进行了测量。得到了火箭燃气射流对倾斜钢板热冲击的最大滞止压力和温度，以及冲击流场的压力与温度分布，并确定了管后燃气冲击流场的危险区域。     

嵌入式小型智能气流传感器原理及应用研究

高隐身性、高敏捷性和大信息量是未来作战飞机的突出特点,也是基本的战术要求。满足这样条件的大气数据系统,应保证飞机具有光滑的表面,能够精确控制大迎角机动状态下的飞行和作战,同时应具备快速处理大量信息的软件算法和硬件环境。因此大气数据系统的研究集中在取消传统的突出式气动探测器,发展嵌入式的气动探测系统。本文提出了一种嵌入式小型智能气流传感器设计原理和试验方法,对试验结果进行分析和总结。     

可控扩散叶型叶栅三维流动的试验研究

本论述了对大弯度可控扩散叶型叶栅三维流场进行的试验研究情况，试验中利用小型五孔探针测量了栅后两个截面全叶展的气流参数。在叶片表面沿展向开4排孔测量了不同叶高处表面压力分布，并对端壁进行了流动显示，通过试验了解了叶栅三维流动和通道涡的情况以及叶型负荷、叶栅损失与气流转折角的展向分布规律，此项工作的目的是为研究第二代可控扩散叶型作技术储备。     

石墨喉衬热化学烧蚀计算

本文讨论了石墨喉衬材料烧蚀机理,认为在固体火箭发动机燃气流条件下,石墨碳与燃气中的水和二氧化碳的化学反应,是最主要的热化学烧蚀反应,其过程是动力学控制的;有关的动力学参数与石墨材料的结构与工艺有关,应由地面试验结果确定。据此假设,本文提出工程计算方法,其计算结果与例举的发动机地面试车后喉衬扩大量实测数据基本接近、与实际过程颇为吻合,有一定的精度。     

底排装置空腔干扰下的火箭燃气流场数值模拟

从二维轴对称Euler方程出发,应用隐式有限体积TVD格式和分区技术数值模拟来流马赫数Ma=2 0,攻角α=0°时超声速绕流与底排装置空腔内的火箭燃气流相互干扰的复杂流场,计算得到了清晰的流场波系结构,包括底排装置空腔中的激波,火箭燃气流在底排装置空腔外底部与外来绕流作用后形成的相交激波、反射激波等,其结果可为底排火箭复合增程弹丸的结构设计和气动特性研究提供理论依据。     

喷管喉部沉积层的初始沉积速度预估

本文以两种理论分析方法分析了固体火箭发动机喷管喉部沉积层的形成规律.其一,针对喉部沉积层是喉部上游沉积物流动的结果的论点,以粘性层流理论分析了液体薄层的流动性质,并对此论点提出了不同看法.其二,以粒子的宏观运动规律出发,推导粒子的初始沉积速度公式,并取得成功.从而弥补了在沉积问题的理论分析中必须借助于实验资料的不足.     

螺旋桨气流斜吹对飞行影响的分析

简要论述了螺旋桨气流斜吹的理论，重点分析了螺旋桨气流斜吹对飞行的影响。最后结论飞行实例，进一步分析了螺旋桨气流斜吹给飞行带来的偏差。结果表明，飞机在大迎角或大侧滑角下飞行时，螺旋桨气流斜吹使同产生了附加的拉力力矩和侧力力矩，对飞机俯仰和方向平衡有明显影响，给飞行员的操纵带来不利影响。所以，在分析螺旋桨副作用对飞行的影响时，必须考虑螺旋桨气流斜吹的作用。     

复杂地形低空三维风场数值仿真方法

设计了飞机超低空飞行的复杂山地地形,基于球绕流理论,建立了低空复杂地形及其上空三维过山气流的工程化模拟方法,并进行了算例仿真和分析.该方法可以提供低空三维风场模型,并能满足分析飞机低空飞行动力学特性的需要.     

塞式喷管冷流实验和数值模拟研究

开展了塞式喷管冷流实验和数值模拟研究。实验模型采用直排的点膨胀构型，实验测量了两种塞体长度的塞式喷管在不同压比条件下的表面压强分布，拍摄了典型工况下流场的纹影照片。数值模拟采用二阶NND格式求解二维N-S方程，计算得到的壁面压强分布与实验结果吻合较好。通过实验和数值模拟验证了塞式喷管高度补偿特性，得到的结论为塞式喷管设计和性能预报提供了依据。