Y7─200B／A飞机操稳特性分析

根据近年来Ｙ７系列飞机的飞行试验数据、风洞实验数据和ＡＨ－２４，ＡＨ－２６飞机的有关原始资料，详细地分析了Ｙ７－２００Ｂ／Ａ飞机的纵、横航向静稳定性。并对飞机的质心后限、“自动上舵”和“蹬舵反倾”等问题进行了充分的分析和论述，提出了解决此类问题的建议，对民机设计工作有一定的参考价值。     

三维高超声速边界层中eN方法的应用

针对e N方法中的鞍点法(SPM),结合内波理论,提出了一种简便算法.并用该算法计算了一个由平板、圆锥、圆柱3部分组成的模型以马赫数为10的速度在高度位于30~45km之间、攻角为0°和10°的工况下N值分布情况.结果表明:高度的增加会使转捩位置向下游移动,转捩面积会变小甚至消失;与攻角为0°相比,攻角为10°会使迎风的平板部分转捩发生的可能性增大,转捩面积也会变大;对于背风处的圆锥部分,攻角为10°却会减弱转捩发生可能性,使得转捩面积变小,甚至消失,而且转捩位置也会变化.     

雷诺数对跨声速压气机转子内部流动失稳触发机理的影响

利用带有先进转捩模型的数值模拟方法,对高低两种雷诺数下的跨声速压气机转子NASA Rotor67的内部流动进行了数值模拟.对比了不同雷诺数下叶片内部复杂三维流动,剖析了雷诺数影响风扇转子流动失稳的机制.研究发现:雷诺数降低使得叶片表面低能流体增多,径向迁移加剧,造成叶片顶部吸力面分离加剧;且雷诺数降低使得叶顶间隙泄漏流强度减弱,间隙泄漏流和主流相互作用造成的叶片顶部流场堵塞减弱.雷诺数通过上述两种作用影响压气机转子的失稳机制.     

电极摇动对微细电火花加工微孔深径比的影响

微细电火花具备加工任何导电材料和大深径比微孔的能力。但是随着孔深度的增加,气泡和加工屑很难排出孔外,导致频繁的非正常放电,从而使得电火花常规放电状态下微孔的深径比有限,然而电极摇动可以为电火花狭小放电间隙提供一个非均匀的流场,提高了排屑能力,这有助于提高微孔的深径比。着重研究微孔加工在去离子水和油两种介质下,电极摇动参数和电参数对微孔深径比的影响。试验结果表明:电火花常规放电状态下微孔的深径比随着摇动半径和电容的增加而增加,摇动速度对微孔深径比则没有明显的影响,这为实际生产中加工大深径比微孔提供了参考依据。     

DFD-03风洞大弯刀尾撑装置设计

介绍了DFD-03风洞大弯刀尾撑装置的总体设计与工作原理.该装置基于CAN总线技术,搭建了以Elmo驱动器和伺服电机为基础的控制系统,通过编写控制程序,远程控制迎角机构和侧滑角机构精确运动.根据风洞试验和翼伞汽车拖曳试验的实际应用情况,该装置具有较高的角度控制精度、安全性和可靠性等优点.     

航空发动机燃烧室火焰筒设计验证方法研究

以某型航空发动机燃烧室为物理模型,改进了计算火焰筒流量分配的流阻法,并对其进行验证,结果冷却空气量的相对误差为5．7%;采用多项式拟合法计算了火焰筒燃气总温沿轴向分布。得到了主燃区总温和燃烧室出口总温,并采用燃烧效率法对其进行了验证,二者的相对误差分别为4．4％和1％。结果表明：在初始设计阶段,采用改进的流阻法和多项式拟合法验证火焰筒的沿程空气流量分配和沿程燃气总温合理有效。     

缝隙-腔体密封结构在高速气流冲击下的整体流动、传热特性分析

 根据高马赫数流场特征参数变化快、固态场特征参数变化慢的特性,编制开发了针对高速气流的"半解耦"显式流固耦合近似计算程序,并通过数值方法分析了该方法的计算误差,分析结果显示其能够较准确地模拟高速流场与固态场长时间非稳态耦合问题.在此基础上,运用"半解耦"流固耦合方法数值模拟了高速气流横掠缝隙-腔体典型密封结构的非稳态过程,并与相关实验测试数据进行了对比,验证了程序可靠性.随后,进一步分析了气流侵入密封结构的主要特性,总结了密封结构内、外流场中气流温度、压力和速度的分布特征以及其随时间的变化规律,研究了密封结构中加热板气动热流随时间的变化规律,探讨了密封结构中固体温度场分布特征及其随时间积累的变化规律等.最终,计算结果说明了密封体的结构布局对其内部热状况的决定性影响.     

辐射加热方法在结构热试验中的作用与地位

高超声速飞行器经受着严酷的气动加热环境,为验证飞行器整体设计、考核热结构耐热性能,需要开展大量的结构热试验研究,如辐射加热、气流加热方法等。其中辐射加热方法具有加热时间长、加热能力强、多温区控制等特点,是有效的结构全尺寸热试验方法;气流加热方法受试验空间、加热时间等限制,在特定问题上发挥着重要作用。给出了高超声速飞行器防热区和高温区的热结构设计理念,总结了国外结构热试验方法的发展和应用,指出用辐射加热模拟气动热环境仍将是新型飞行器热结构优化设计和性能考核的重要手段。     

横向气流中的液体圆形射流破碎实验

采用了高速摄像仪对横向气流场中的液体圆形射流破碎过程进行了研究.实验中使用的喷嘴喷孔直径为0.3 mm,研究液体工质采用水,液气两相动量通量比的范围为10.2～80.结果表明,射流表面初始波动是蛇形波动,在气动力作用下逐渐发展成螺旋状表面波,最终增长到一定程度使得液体断开.随着气流速度的增加,气动力在射流破碎过程中将取代表面张力而占据主导地位,而且螺旋状表面波幅值会随气流速度增加而增加.射流运动轨迹脉动幅度随气流速度增加而增强,随射流速度增加而减弱.同时给出了射流破碎位置坐标与液气两相动量通量比之间的关系式,以及射流液柱在破碎点之前类似抛物线的轨迹曲线公式.