红外抑制器模型出口温度的实验

利用地面模拟试验件实验研究了气流参数对直升机发动机喷管出口温度的影响。实验中主喷管气流温度610℃, 压力为常压, 下洗气流温度为常温, 速度范围为4.4～11 m/s。结果表明, 模型出口排气温度随着主喷管流量增加而线性增加, 引射系数随着下洗气流速度增加而减小, 出口排气温度随下洗气流增加时有一个峰值, 增加下洗气流速度有助于降低外套壁温。实验发现外套出口和混合管之间夹层存在气流倒流现象, 倒流平均速度随着主喷管流量和下洗气流速度增加而增加。      

基于等倾角进动的自旋卫星姿态控制方法

姿态控制是自旋稳定卫星控制的基本任务之一,其控制方法有多种,本文主要针对等倾角法进行研究。首先介绍等倾角法姿态控制的基本原理,然后详细地给出姿态控制前需确定的理论执行角、实际执行次数和时延等控制量的具体计算方法,最后进行了姿态机动仿真控制。仿真结果表明,控制量的计算结果准确,控制过程的预测结果与实际控制过程一致。此方法已在多颗自旋卫星发射中得到应用和验证。     

涡轮机匣壁面换热特性的数值计算

为了研究涡轮机匣的换热特性,采用分段计算技术,各段连接为耦合连接,对某型涡轮机匣模型进行数值模拟,减小了计算复杂结构的难度,详细分析了机匣流动区域的流动特性和壁面的换热特性。结果表明:孔出流对壁面有很强的冲击作用,导致冲击区壁面换热系数很大;腔内气流流动情况复杂,具有复杂的漩涡结构;气流涡作用于壁面,增强壁面局部换热,换热系数增大;计算结果与实验结果吻合很好,定性地反映了机匣的流动和换热特性。     

涡流发生器控制亚音速扩压器中分离流

 本文对涡流发生器在二元亚音扩压器分离流控制中的应用作了进一步的试验研究。通过精心地选择涡流发生器的结构参数,排列型式和安装位置、有效地控制了处于大瞬变失速流动状态的二元亚音扩压器内的流动分离,从而大大改善了扩压器的稳、动态性能。     

斜切反喷管性能计算

本文提出了斜切反喷管流场计算方法,内部点用MacCormack二步显格式数值解控制方程,入口边界和固壁边界的参数用物理边界条件和可应用的沿双特征线的相容性方程计算.固壁边界计算中采用了激波装配技术和开关格式,有效地捕获了流场内的激波系列,计算中得到的激波情况和物理分析一致.本文在流场计算的基础上,进行了反喷管的性能计算.本文提出的方法可应用于反喷管的性能预估.     

JSSG-2001A中舰载飞机进近要求

通过对国外舰载飞机进近标准的研究,从下滑道转移机动、视界、失速速度裕量、飞行控制限制速度、大油门响应、小油门响应、飞行品质7个方面,详细分析了JSSG-2001A中对于舰载飞机进近的要求,为我国规范舰载飞机的进近要求,制定相关标准提供参考。     

进排气对尾吊短舱布局飞机气动特性影响研究

在尾吊短舱式布局飞机设计中,发动机进排气对其他部件的气动影响是需要关注的重要问题,为了全面研究发动机进气与喷流对全机气动特性的影响,在某尾吊舱短舱布局飞机巡航条件下(H=11 000m、Ma=0.78)对流场开展了数值仿真研究,重点分析了短舱通气模型与带进排气模型的全机升阻力特性及流场分布情况。计算结果表明:采用近距尾吊短舱布局的飞机,发动机进排气对全机气动特性的影响主要体现在短舱与机翼的气动干扰方面,在所研究的迎角范围内(-2°～8°),发动机进气所带来的抽吸作用改变了机翼及短舱表面的压力分布,使得机翼上表面的负压区面积增大、短舱上唇口激波强度减弱,导致全机升力系数增加、阻力系数减小、升阻比提高,但这一气动特性的改善趋势随着迎角的增大而逐渐减缓。     

气体微流量标准装置的不确定度评定与研究

介绍了气体流是标准装置的不确定度评定与验证。测试结果表明：气体流量的校准范围（１７－１×１０＾５）ＰａＬ／ｓ，不确定度为２％。     

基于大弯角扩压静子叶栅的组合流动控制方法研究

为更好地控制叶中尾缘分离及角区分离,优化叶片吸力面流动分离结构,本文提出了全叶高槽道加全弦长端壁抽吸的组合流动控制方案。此外,本文还设置了全叶高开槽方案与端壁抽吸方案,以探究全叶高槽道射流与端壁附面层抽吸的相互作用机理。以一大弯角扩压静子叶栅为研究对象,本文对三种流动控制方案进行了详细的性能分析及对比。结果表明：组合控制方案对于原型叶栅叶中尾缘分离及角区分离的综合控制效果最佳,能够在全攻角范围内分别将原型叶栅的总压损失、气流转折角及静压升系数平均增大-38.4%、3.1°及16.2%。相比于全叶高开槽方案,组合控制方案的端壁抽吸槽有效抑制了全叶高槽道出口前端壁二次流的发展,进一步削弱了角区分离。相比于端壁抽吸方案,组合控制方案的全叶高槽道则有效消除了尾缘分离,避免了叶中流场的恶化。总体看来,组合控制方案有利于最大程度地拓宽叶片的可用攻角范围,提高其扩压能力。