超燃燃烧室一维流场分析模型的研究

对公开发表的用于超声速燃烧流场分析的几种一维模型进行了研究,指出了其中存在的问题。研究结果表明:基于实验静压数据的一维模型,若不借助必要的流场测量数据或分析结果,或借助于经验性的处理方法,单靠一维假设,无法获得较为完整的一维流场分析结果。改进后的一维模型降低了数据处理过程中的不确定性,提高了对一般情况的适应能力。用编制的计算程序SSC-2对两组典型的超燃燃烧室壁面静压实验数据进行了演算,取得了燃烧室出口总压恢复系数的计算值与测量值基本一致的好结果。     

三轴相交度的一种测量方法

介绍了三个回转轴相交度的一种测量方法，并进行了测量不确定度分析。     

超燃冲压发动机性能的初步分析

超燃冲压发动机是发展高超声速技术的关键,以其为动力装置的高超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机对于国防安全、未来空间作战和航天运输都有重要意义.用热力循环的方法对超燃冲压发动机的性能作了初步的分析,建立了超燃冲压发动机准一维性能计算分析模型,并分析了一些影响参数对发动机效率的影响.准一维的性能计算方法可作为多层次高超声速动力推进系统性能计算模型的第一层次的计算模型,具有简单、快捷的特点.影响参数的分析可应用于高超声速飞行器概念设计阶段飞行器主要的设计参数和飞行参数的计算和确定.     

马赫数可控的方转圆高超声速内收缩进气道试验研究

基于反正切马赫数分布的弥散反射激波中心体轴对称基准流场,设计了方转圆内收缩进气道,并对其进行自由射流试验和数值仿真,获得该类进气道设计点的工作特性。试验结果表明：进气道顶板压力分布具有反正切曲线特征,总体性能优良且出口涡流区较小,上述设计方法可行有效。设计点时出口总压恢复系数达到0.561,增压比为26.2,临界反压约为135倍来流静压,对应的总压恢复系数为0.210。当带4°攻角时,进气道出口增压比增加49.6%的同时总压恢复系数降低了17.5%。     

抽吸对方转圆内收缩进气道性能的影响

针对马赫数可控的方转圆内收缩进气道设计了抽吸方案,并通过风洞试验和数值仿真手段研究了其对进气道性能的影响,获得了进气道设计点的工作特性及自起动性能。试验结果验证了抽吸对提升内收缩进气道性能的有效性：在顶板下洗气流集中区域开槽减小了出口涡流区以及提高了抗反压能力,相对原型进气道,设计点（Ma=6.0）放气流量为0.99%的实际捕获流量时出口总压恢复系数提高了3.8%,临界反压从135倍来流静压提高到了150倍。此外,在顶板分离区开槽可以提高进气道的自起动能力,Ma=5.0,攻角AOA=4°时实现了自起动,此时放气流量为0.78%的进口捕获流量,起动后出口增压比和总压恢复系数分别为30.6和0.600。     

精密导电滑环表面微槽车削性能

采用超精密车削精密导电滑环导电环的方法,保证了精密导电滑环绝缘环与导电环的同轴度、环间距,使绝缘微槽变形量低于0.10 mm。建立了精密导电滑环的切槽模型,利用仿真分析讨论了主轴转速、进给速率、刀具前角和切削深度对微槽变形量的影响,并对模型进行了试验验证。结果表明:滑环微槽侧面变形量随主轴转速的增大而变大,当转速达到700 r/min时,变形量达到了0.10 mm,超出了滑环的精度要求;滑环微槽变形量随机床进给速率的增大而变大,当进给速率达到1.5 mm/min时,变形量超出了滑环的精度要求;滑环微槽变形量随着前角的增大而减小;滑环微槽变形量随切削深度的增大而变大,切削深度低于0.2 mm时,滑环变形量微乎其微。     

Study on the breakup lengths of free round liquid jets

IntroductionBreakup and atomization of roundliquidjetshad been widely used in internal combustion en-gines,gas turbines,and liquid rocket engines.Recently,with the development of scramjet en-gines and the deepening of fuel atomization re-search,it attract…     

一种乘波前体进气道的一体化设计及性能分析

采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场.基于密切内锥(osculating inward turning cone,OIC)乘波体设计方法,发展了一体化密切内锥乘波前体进气道(osculating inward turning cone waverider inlet,OICWI)设计技术.基于一体化基准内锥流场和前体进气道设计技术,设计了密切内锥乘波前体进气道.采用数值软件对设计的乘波前体进气道进行了仿真分析,结论如下:①OICWI的设计是遵循气动原理的.②一体化密切内锥乘波前体进气道的前缘形状、内收缩比及出口参数可以根据需求定量准确设计.③理论设计结果和模拟结果吻合一致,证明设计方法是正确可靠的.④数值模拟研究结果表明一体化密切内锥乘波前体进气道具有较好的出口流场均匀度及较高的流量捕获率和较高的总压恢复特性.      

密切内锥乘波前体进气道一体化设计和性能分析

采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场。基于密切内锥(Osculating Inward turning Cone,OIC)乘波体设计方法,发展了密切内锥乘波前体进气道(Os-culating Inward turning Cone Waverider Inlet,OICWI)一体化设计技术。基于基准内锥流场和前体进气道一体化设计技术,设计了密切内锥乘波前体进气道。采用数值方法对设计的密切内锥乘波前体进气道进行了计算分析,结果表明无粘流场结构和基准内锥流场吻合,无粘模拟结果和理论设计结果吻合。粘性数值模拟结果显示一体化进气道具有较高的流量捕获率及总压恢复特性,进气道出口流场分布均匀。     

活门型孔“化方为圆”算法

通过对航空发动机控制系统活门型孔的流量系数稳定性控制的方法进行研究,提出了一套能够将方形活门型孔转化为有规律排列组合小圆孔的算法,并通过实例验证了算法的正确性,同时转化误差小于0.7%,基本实现了工程意义上的等流量系数。该算法将加工工艺性差且计量精度低的方形活门型孔转化为有规律排列组合小圆孔,消除了方形型孔流量系数变化的影响,改变了活门型孔加工方法,减少了对人和环境的危害,提高了活门型孔的计量精度,减小了活门的液动力,具有极大的工程应用价值。 该算法可以实现将方形、梯形（含三角形）及其组合型孔等任意型孔的转化,具有工程上的普遍适用性。