翼刀附面层控制二次流技术的研究现状及发展前景

翼刀技术是附面层控制技术的一种，主要是通过有效阻断端壁附面层或叶片吸力面附面层近端壁处低能流体的横向迁移或径向迁移以及反向翼刀涡的影响来控制二次流。国外对此项研究起步较早，重点集中在对汽轮机叶栅的实验研究上；而国内在近几年，才开始了对压气机叶栅中应用翼刀技术的实验和计算研究工作。     

绕任意轴旋转的矩形截面弯管流动特性研究(续)

利用数值计算的方法研究了绕任意轴旋转的矩形截面弯管内的粘性流动情况，分析了在不同入口距离处离心力和科氏力共同作用下的二次流动、轴向主流的发展变化情况。计算结果表明：F=-4．0时，流动呈现出4一涡结构；F=-4．0的轴向速度矢量图在垂直面内与F=-4．0的轴向速度矢量图正好相反；在大曲率情况下管道内会出现三个轴向速度极值点。     

非壅塞火箭冲压发动机补燃室两相流数值模拟

采用颗粒轨道模型进行了非壅塞火箭冲压发动机补燃室两相流的数值模拟,其中铝颗粒的燃烧模型采用的是Davis扩散控制燃速的燃烧模型,建立了发动机补然室简单反应流模型,并在该模型下对某实验发动机进行了模拟,得出颗粒在补燃室内的分布,结果表明:与颗粒确定轨道模型相比,颗粒随机轨道模型更加适合模拟冲压发动机中的两相流动,并且颗粒的初始直径对颗粒燃烧效率有很大的影响。     

以目标机场为初始目的地备降场的二次放行

对二次放行飞行计划时能否以最终目标机场做初始目标机场的备降场等问题进行了讨论,通过理论分析和实际计算证明:以最终目标机场做初始目标机场的备降场的二次放行,一般不能增加业载,而且会使业载减少.当以最终目标机场做初始目标机场的备降场时,如果在二次放行点的剩余油量少于正常情况的再次放行所需油量,但满足做无备降场的二次放行的油量和气象条件的要求,可以由二次放行点再次放行到最终目标机场.     

Si3N4陶瓷二次部分瞬间液相连接模型

在Si3N4陶瓷PTLP连接的基础上,提出了Si3N4陶瓷二次PTLP连接中间层设计的一般规律为Ti Cu X(X为Ni,Pt,Au,Pd等),X与Cu在固相和液相均是完全互溶的;分析了陶瓷二次PTLP连接过程并建立了连接模型,阐述了利用该模型选择连接参数的方法。     

后射导弹对空战对策及航空技术影响研究

以“二车对策”为数学模型，采用从定性微分对策理论发展来的“GR区”法，研究了装备有前向发射和后向发射两种空空导弹的战斗机与只装备了前向空空导弹的战斗机之间的一对一空战，并进行了数值仿真，仿真结果表明，前者比后者明显占有优势，最后，分析了后射空空导弹对航空技术的影响。     

绕任意轴旋转的管道流动和换热特性研究

当管道绕任意轴旋转时，管道内的轴向速度分布发生改变，截面上产生二次流动，管道的对流换热特性将引起变化。本文对绕任意轴旋转的管道流动与换热进行了数值模拟，研究结果表明：绕任意轴旋转管道内的对流换热特性主要由Re（雷诺数），Ro(Rossby数），Pr（普朗特数）数，和α（旋转轴与管道轴线的夹角）四个参数决定。文中分析了在不同情况下流场结构与摩擦系数比以及温度场与管道Nu数比率随Re数和Ro数的变化规律，为工程实际应用提供了理论依据。     

端壁翼刀控制压气机叶栅二次流的数值研究

对CDA常规直叶栅和4种端壁翼刀方案下叶栅内三维粘性流场进行了数值研究。分析表明,端壁不同位置上的翼刀不同程度上都阻断了近端壁区域压力面至吸力面的二次流动,翼刀上方偏向吸力面侧有反向"翼刀涡"产生,通道涡的强度被削弱;距压力面30%节距位置为安装端壁翼刀的最佳位置,可使损失降低7%～9%。计算结果和实验结果吻合较好。      

涡轮泵试车数据单类支持向量机检测算法

为了在缺乏故障样本的情况下检测某型液体火箭发动机涡轮泵故障,实现基于不完整信息的状态决策,建立了基于v-支持向量分类器的单类支持向量机新异类检测模型。在分析了模型决策边界、支持向量和约束条件之间关系的基础上,为单类支持向量机引入并改进了序贯最小优化算法,提高了训练效率,解决了大样本训练问题。通过对某型液体火箭发动机涡轮泵历史试车数据的分析,结果表明,所建模型的训练速度得到了很大提高,对涡轮泵状态的检测效果良好。     

内乘波式进气道内收缩基本流场研究

内收缩基本流场的设计直接决定了内乘波式进气道最终性能.编制二维轴对称特征线法程序,实现了来流马赫数6条件下的内收缩锥基本流场计算.提出以两道曲激波将内收缩锥流场划分为三个区域,反射激波与基本流场的交点所在平面流量平均参数作为内收缩锥基本流场的性能评价参数.分析发现,内收缩锥基本流场流动特征与平面二维流动和外锥流动存在显著不同,该类流场流动损失与二维平面流动相当,但压缩能力强.内锥角、中心体半径比两个几何参数对流场性能的影响具有相似规律,给出了相应表达式,从而为内乘波式进气道的设计提供了依据.