某战斗机气动隐身分析与改型

通过对普通翼面飞机和翼身融合飞机的气动隐身分析,得出翼身融合飞机升力系数提高、焦点前移、RCS值明显下降。文章在最后提出了合理的进一步改进措施。     

叶片弦中区内部气膜孔局部换热特性实验

对叶片弦中区内部有、无冲击射流的气膜出流冷却方式中,冷气侧气膜孔局部换热特性进行了实验研究。无冲击射流时,主要研究了来流雷诺数、气膜出流与横流密流比的变化对气膜孔局部换热特性的影响;研究发现,气膜孔局部的换热均随两者的增加而强化,且孔后的换热要好于孔前的换热,越靠近孔的地方换热越强,并对倾角为30°和90°时气膜孔的“溢流效应”进行了比较。有冲击射流时,改变冲击雷诺数、横流射流密流比等流动参数,通过对数据整理得出了这些参数对其局部换热特性的影响规律。      

进气道内加装导流体对低压转子振动特性影响分析

对发动机进口前进气道管道内安装导流体后可能导致的压气机低压转子流动诱发振动现象进行了评估。通过定常和非定常数值模拟发现,以导流体叶片数决定的通过频率对发动机低压转子振动特性的影响较小;同时由于导流体尾迹内部脱落涡强度太低,其脱落频率也不会对发动机低压转子振动特性产生影响。计算结果表明,本算例中导流体的叶型设计和安装位置是合理的。      

磨料水射流切割的技术特征和工艺特征

分析了磨料水射流(AWJ)在难加工材料切割中切割断面、切缝和工艺参数影响等技术特征,提出从切割起点孔、直线段和曲线段的加工工艺改进来保证其切割质量。     

三维湍流冲击射流流动与传热特性的数值研究

采用SIMPLE算法和RNGk-ε湍流模型,通过求解三维Navier-Stokes方程和能量方程,对矩形管和方管湍流冲击射流的流动及传热特性进行了数值研究。模拟结果显示出在矩形管和方管射流的冲击面附近分别存在主流方向速度的两个和四个偏心峰值,偏心速度峰值的形成是当射流冲击壁面时,沿壁面射流方向的涡量扩散和旋涡拉伸作用而引起的;偏心速度峰值的形成与射流Re数和喷嘴-冲击板间距的大小密切相关,而偏心速度峰值的个数则取决于射流喷嘴的几何形状;冲击射流的传热特性受流场结构的控制,偏心速度峰值的存在导致了冲击壁面上局部Nu数偏心峰值的形成。     

涡轴发动机动力涡轮模拟轴动力特性研究

应用有限元方法完成了某新型涡轴发动机动力涡轮模拟实心轴动力特性-l临界转速、振型和不平衡响应的计算，分析了平衡卡箍对模拟轴动力特性的影响。最后进行了试验验证。计算和试验结果均表明：平衡卡箍对模拟轴临界转速和不平衡响应的影响甚微，对振型几乎无影响，是平衡细长高速柔性转子的理想平衡工装。     

涡扇发动机进气总压畸变试验动态总压紊流度计算分析

通过对某型涡扇发动机进气总压畸变流场动态总压紊流度的计算，得到了在改变采样频率以及设计不同的数字滤波器对动态总压紊流度计算的影响结果，为分析和处理动态数据提供了一种方法。     

航空发动机燃烧室熄火特性的研究

在对熄火特性进行深入研究的基础上，运用三维、两相紊流燃烧理论进行了航空发动机燃烧室贫油熄火的数值模拟。采用FLUENT软件计算出不同飞行状态发动机燃烧室发生贫油熄火时的三维速度矢量场、温度场和液滴轨迹，给出贫油熄火的αp-λ分布曲线，并将此结果与试验结果对比，证明了该数值模拟的合理性和可行性。与二维计算相比，三维计算更清晰反映出流场特性。     

变物性与热辐射对发汗冷却过程的影响规律研究

采用两层k-ε湍流模型对高温条件下有发汗冷却时的矩形槽道内湍流流动和换热进行了数值模拟。计算结果表明:随着冷却气体流量的增加,在发汗冷却壁面附近主流气体的温度梯度大大减小,壁面温度、局部对流换热系数都迅速下降;变物性条件下同时考虑热辐射时数值计算得到的平均St相对值St/S_t0随修正注入率F/St0的变化比已知的常物性条件下的值小;随着高温气体温度的上升,变物性和热辐射对与高温流体接触的表面温度有较大影响,热辐射对壁面温度的影响比变物性更大,而对流换热系数所受的影响不大;当主流为高温气体(如:2500K)、而壁面温度较低时(如:800K)热辐射的影响不大,发汗冷却效果仍然很明显。      

基于相似理论的燃气轮机建模技术研究

针对部件特性数据缺乏的情况下如何对燃气轮机建模的问题,提出了基于相似理论的建模方法。运用参考机组与目标机组的转速相似参数和流量相似参数,对参考机组的特性数据进行变换从而获得目标机组特性数据;考虑到参考机组和目标机组的非绝对相似性,对目标机组的特性数据提出了一系列修正措施。该方法已应用于某型燃气轮机建模,仿真结果表明:该模型具有良好的实时性,收敛性与动态响应特性,可以满足控制系统半物理仿真的需要。