轴流风扇内部气固两相流动高速摄影实验研究

利用高速摄影技术对轴流风扇内部粒子的运动特性进行了测量。实验测量了3个圆周面内跨叶片间粒子的运动规律。所用粒子为1mm直径的泡沫球。对拍摄图像进行处理之后发现:(1)在叶轮通道内压力面一侧粒子浓度比较大, 吸力面一侧则比较小, 并且在吸力面有无粒子区存在。(2)粒子和压力面发生碰撞和反弹, 而不会和吸力面发生碰撞。(3)在压力面一侧粒子的运动速度比较低, 而在吸力面一侧粒子的运动速度比较高。      

航空发动机减速器轴系零件的强度可靠性计算方法

以古德曼（Ｇｏｏｄｍａｎ）应力线图和第四强度理论为基础,提出了等效高、低周复合循环应力的方法。采用蒙特卡罗（ＭｏｎｔｅＣａｒｌｏ）法对应力和强度进行了统计模拟,同时拟合了应力和强度的分布规律。运用应力－强度干涉模型,提出了评估轴在单一工作状态和多工作状态下,屈服、破坏和疲劳强度的可靠度计算方法,并编制了计算机程序。计算实例表明,该方法是令人满意的。     

圆管内高超声速流的发展和激波形态的实验研究

本文的研究目的是了解沿圆管内发展的高超声速流的结构。实验是在加拿大多伦多大学的高超声速炮风洞内完成的，风洞的自由射流马赫数Ｍ＿∞＝８．３０，总温Ｔ＿（ｔ∞）＝１０００Ｋ，总压Ｐ＿（ｔ∞）＝２６．５ＭＰａ单位雷诺数Ｒ＿ｅ＝３．２×ｌ０￣７。壁面静压以及内流中的若干截面内的皮托压力和静压测量结果揭示，管内产生的激波主要是斜激波形态，而且存在着较强的激波与边界层的相互干扰。实验发现，近管中心线的高超声速流动有不稳定现象；壁面的边界层，基本上是湍流边界层，特别是干扰区的下游；圆管出口的周向内壁面的顶壁面静压对管的攻角异常敏感。本文提供的结果，可以指导高超声速流的计算流体力学的方法和进展。     

双转子涡喷发动机风车特性的计算与分析

 提出了一种利用发动机部件特性计算双转子发动机风车特性的方法 ,主要用于发动机方案论证阶段的风车特性的计算。为解决高、低转子匹配问题 ,在计算高压转子时 ,把它当成单转子发动机来计算 ;在计算低压转子时 ,则把高压转子看成是低压转子的一个阻力元件。以某型发动机为例 ,计算出风车特性基本符合试验结果     

高速粘性内流的高分辨率高精度迎风型杂交格式

本文在有限体积离散和ＬＵ分解的基础上，构造出一个新的隐式迎风型杂交格式，并用于求解定常流动的稳态解。     

一组近耦合鸭式布局的低速气动力数值模拟

本文使用位流中前缘离体涡模拟的数值计算方法,对于不可压流动,大迎角情况下的气流流经一组近耦合鸭式布局的流动,进行了数值模拟。分析表明,在大迎角下,在一定的主翼-鸭翼的参数选择和位置配置下,鸭式布局的升力较之单独主翼为高的主要原因是因为鸭翼有推迟主翼离体涡破碎的作用,鸭翼离体涡在主翼翼面上形成的负压以及鸭翼离体涡流动造成的主翼流场的变化,也是提高主翼升力的因素。     

高温耐辐照声发射传感器

研制了一种新的耐高温抗辐照声发射传感器,并讨论了传感器制作工艺上的特点和优点。在经受400℃和2.4×10~6GYγ辐照的考验后,传感器仍保持性能稳定。     

计算超声速战术导弹大攻角气动力的数值方法

本文给出了超声速大攻角情况下战术导弹气动力特性及压力分布的计算方法。该方法以Woodward,F.A.等人的有限基本解方法为基础。考虑了弹身头部涡、翼面前缘涡、翼面侧缘涡、后缘涡及诸运动涡系的影响,使其应用范围超出了小攻角的限制。 本方法适用于有、滚转有任意舵面偏转情况下正常式或前控导弹外形的气动力特性及压力分布计算。攻角范围直到25°。     

利用涡的有利干扰推迟翼涡破裂

本文通过测力和水槽流态观察试验研究了战斗机和导弹式的翼体组合体翼涡破裂的推迟措施。利用安置于机翼(弹翼)前方和机体两侧的大后掠、小面积的机体边条所产生的边条涡的有利干扰,可以有效地推迟翼涡的破裂,从而达到提高最大升力系数和临界迎角的目的,试验表明,安置在不同位置的机体边条均可不同程度地提高最大升力系数C_(Lmax),在适当位置时,可提高临界迎角α_(kp)达2°～3°。     

壁压信息法低速大攻角洞壁干扰修正

 本文将壁压信息法用于实壁低速八角形风洞,获得了一个三维模型大攻角实验洞壁干扰修正结果;给出了处理八角形风洞切边效应的方法;研究了等效奇点配置诸因素（数目、展宽、后掠角和攻角）的影响;讨论了不同等效奇点布置对修正结果的唯一性问题;研究了壁压条形状及测压点布置对修正结果的影响。