气动谐振管加热过程气体参数的测量与分析

实验研究了圆柱形、圆锥形和锥柱形三种结构形式的气动谐振加热管,采用高温高频压力传感器和灵敏度较高的温度传感器直接测量了谐振管加热过程中谐振腔底气体的压力和温度的时间历程。实验结果确认了谐振管加热的主要机理是激波振荡累积加热机制,而且表明谐振温升与管内气体压力振荡幅值有关,而谐振管压力振荡幅值与驱动气体压力有关;结构形式不同的谐振管,加热特性显著不同。实验结果有助于液体火箭发动机谐振管点火器的实际设计,而且可以用来检验数值模拟的正确性。      

高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统

为得到高速飞行器表面各部分的热应力，应变，结构膨胀量等高温力学性能参数，须建立高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统。针对高速飞行器气动模拟试验瞬态热控过程所具有变化复杂，高度非线性，瞬变，强耦合的特点，将模拟控制方法应用于瞬态气动热模拟控制系统。该系统能够按照高速飞行器飞行过程中表面热流和温度的瞬态连续变化对气动模拟加热过程实施快速，准确的动态控制。     

航空电子系统动态仿真综合设施软件模拟器设计

航空电子系统已成为保障飞机安全飞行和完成各种作战任务所必需的系统，也是衡量飞机性能的重要因素，航空电子系统在研制中，通常需要建立动态仿真综合设施，为此就要设计其中的软件部分，通过对航空电子系统动态仿真综合设施软件模拟器设计的论述，总结和分析了软件模拟器的设计思路和方法。     

局域气氛下电接触瞬态热源表面强化新设备

针对工模具的寿命和抗磨损要求 ,提出了一种局域气氛下的电接触瞬态热源表面强化工艺 ,并应用接触加热原理 ,设计出了一台材料表面强化用新设备。     

H_2O组分对氢燃料超音速燃烧室性能的影响

燃烧加热设备广泛应用于超燃冲压发动机地面试验,在试验工质中伴随产生相当数量的燃烧产物污染组分,对超燃冲压发动机地面试验性能产生显著影响,这已经成为国内外研究热点。本文针对燃烧加热器主要产生的H2O污染组分,采用纯净空气来流与H2O污染空气来流的对比试验方法,研究了H2O组分对氢燃料超燃冲压发动机燃烧室性能的影响,获得了一些初步的试验结果和研究结论。     

层流控制技术及对飞行器气动加热的影响研究

本文主要介绍了层流控制技术的基本原理和主要技术途径,分析了层流控制在飞机减阻和外表面红外隐身方面的作用。在低湍流度风洞中,利用萘升华试验,在NACA64A-204后掠机翼模型上,研究了吸气流量和压力梯度分布等对层流控制效果的影响,研究结果表明:前缘吸气可以抑制CF波的成长,吸气流量对层流区的范围有显著的影响,随着吸气流量增大,层流区范围逐渐增大。利用对称机翼模型,研究了层流控制对气动加热的影响,研究结果表明:层流控制技术可以显著扩大层流区的范围、减小气动加热、降低表面温度,前腔的吸气流量对层流控制效果起主导作用,并存在最佳值,吸气流量过大不会进一步改善层流控制效果,吸气流量过小则达不到最好的层流控制效果。     

电弧加热流场湍流度对尖锥边界层转捩影响的研究

电弧加热流场的热环境特性直接影响热防护系统的地面试验数据,由于电弧加热器高温气流和参数波动的原因,直接测量湍流度非常困难。为研究电弧加热流场湍流度对于边界层转捩的影响,采用红外热图热像仪,在电弧加热流场中进行了5°尖锥模型边界层转捩研究。结合数值计算,将试验结果与常规风洞的尖锥边界层转捩结果进行了比较。结果表明：马赫数影响的雷诺数转捩判别准则可以用于计算电弧加热流场的转捩雷诺数;电弧加热流场的尖锥边界层转捩雷诺数显著小于常规风洞的转捩雷诺数,表明在该试验条件下,电弧加热流场的湍流度显著大于常规风洞。     

除冰防冰的基本知识

除冰指除去飞机表面附着的霜、冰、雪的工作程序,主要采用热水,或热水与除冰液的混合物进行清洁,也可通过红外加热或热空气加热等方法除冰。防冰指在限定时间内防止飞机表面形成凝霜、结冰和积雪的预防程序。     

民机应急撤离及救生系统设备配置分析

民机应急撤离及救生系统是在飞机出现意外等紧急情况下能使旅客快速撤离飞机、挽救乘员生命安全的关键系统,它包括迫降陆地后的应急撤离设备、追降水面上的水上救生没备以及必要的医疗救治设施。通过分析当代民机应急撤离及救生系统设备的配置情况,从适航要求方面分析民用飞机在几种救生模式下应急撤离及救生系统的配置需求。     

高超声速飞行器气动加热三维数值分析方法研究

高超声速飞行器处于高空高速飞行环境,表面气动加热现象十分严重.有效预测并降低飞行器的表面温度,对防热材料和结构提出要求是高超声速飞行器设计的一个关键问题.采用三维N-S方程、Mac-Cormack中心差分格式对类乘波体构型的高超声速飞行器全机气动加热进行了数值研究.分析了不同马赫数来流对气动加热的影响.研究结果表明,采...