离心甩油盘径向喷雾破碎机理实验研究

本文发展了离心甩油盘高速旋转雾化的光学测试实验台,采用高速数字成像、高速阴影成像等可视化方法研究了在不同转速（8～20kr/min）和燃油流量（4～15g/s）下航空煤油的喷雾形态及燃油破碎过程,分析了喷雾特性变化规律,并采用激光粒度分析仪测量了不同工况下的燃油雾化粒径及其分布规律。实验结果表明,甩油盘雾化过程中,科氏力推动液膜聚积在与甩油盘旋转方向相反的喷口一侧,且甩油盘喷孔出口处的液体呈薄片状。随着燃油的进一步破碎雾化,实验中观察到三种不同的破碎形态：韧带破碎、袋状破碎和剪切破碎,跟转速和燃油流量有关,研究基于气动韦伯数和液气动量比给出了破碎模式图。研究表明甩油盘转速是影响雾化特性的主要因素,甩油盘转速越高,燃油粒径越小;离散度在气动韦伯数和液气动量比的综合作用下呈现不同的变化趋势。     

共轴刚性旋翼干扰下机体外形对流场影响的数值模拟

针对共轴刚性旋翼干扰下直升机开展了机体外形对流场影响的数值模拟研究。首先,基于动量源模型和雷诺平均N-S方程的数值模拟方法,进行了孤立共轴旋翼下方诱导速度分布和ROBIN机身压强分布的验证计算。然后,对孤立机体以及有双旋翼干扰的原机体进行数值模拟,比较了有无旋翼干扰的机体流场。最后,分析了机头外形、垂尾方向、平尾及垂尾大小对流场的影响。结果表明:高速前飞状态下,有旋翼干扰的机体阻力小于孤立机体的阻力;旋翼下洗流场对机头压力分布几乎没有影响,但对尾翼附近流场有影响;机头采用适当曲率能够减小阻力,垂尾朝向处流场更紊乱;垂尾、平尾越大,其影响区域越大、阻力越大。     

三维五向编织复合材料的冲击压缩特性及破坏机制

利用分离式霍普金森压杆(split Hopkinson pressure bar,SHPB)实验系统和高速摄像技术对三维五向碳/环氧编织复合材料的动态压缩特性进行研究。通过对编织角为22.3°的试样分别进行沿纵向和横向方向的冲击压缩实验,得到材料在200~1200 s^-1应变率范围内的应力应变曲线,并结合高速摄像记录的动态压缩过程,对不同应变率下材料在高速变形下的渐进破坏规律进行分析。同时,综合试样的宏观破坏特征和微观断口形貌特征,进一步分析材料的破坏模式及破坏机理。结果表明:随着应变率的增加,材料在纵向和横向均具有一定的应变率强化效应,在横向方向的应变率强化效应更为显著;不同加载方向下材料的渐进破坏过程、应力应变曲线特征以及破坏方式均具有明显差异,且随着应变率的增加而发生改变。     

离心式压力雾化喷嘴性能计算方法的比较

本文首先对四种典型的离心式喷嘴性能计算方法进行编程和实例计算,而后通过试验和PDA、CCD光学诊断,将测量结果和计算值进行比较,以考查这些方法的可靠程度。经综合分析,认为计算模型的准确性主要取决于能否合理地描述喷嘴内部的流动,其次是考虑流体物性参数的影响。     

战术导弹亚声速纵横向非线性气动力计算研究

基于势流方程,进一步发展了非线性涡格法,计算研究了“ＸＸ”布局战术弹的纵横向非线性气动性能;与实验数据比较表明,本法适用于Ｍ∞≤０．８,α∞≤１５°。由于该法只需要在物面上划分网络,涡迹的松驰迭代都不超过３０次,使得该法具有适应性广、省机时、使用方便、计算准确的特点。每次计算能详细提供各部件的气动干扰性能以及分离涡的强度和位置,成为气动外形设计、研究的有力手段。     

一种用于二维燃烧室流场计算的非结构网格的生成方法

本文依照Ｄｅｌａｕｎａｙ 准则构造二维非结构网格,并提出了一种与之相应的基于阵面推进法的自动生成新的内部节点的方法。文中给出了利用这一方法对边界形状复杂的燃烧室流场进行网格划分时,所得的非结构网格,及网格相应的质量统计特性。从这些算例可以看出,这一方法能够较好地适应复杂的几何外形,得到分布合理,并且大多数单元形状接近正三角形的非结构网格     

用两颗GPS卫星确定低轨卫星轨道的初值方法

研究了用两颗全球定位系统（ＧＰＳ）卫星粗略确定低轨卫星轨道的问题,并着重讨论了其中的初值问题,给出了一种有效的初值方法。实验结果证明：这种方法能给出一个确定的、实用的初值,大大减少了初轨计算的计算量,并使得算法收敛更加有保障。在工程实用方面比传统的猜测方法具有较大的优势。     

分析计算航天飞机气动系数的边界元局部方法

空间运载工具设计阶段为分析比较不同外形高超音速各流动领域的性能,广泛应用局部方法。在其原始形式下,形状函数计算繁复,并限于简单几何外形组成的轴对称体。用边界元局部方法进行形状函数计算,可免去原局部方法面积分的繁复和藉助表格的局限。对STS-1轨道飞行器外形进行计算得到丁形状函数,并根据实验数据确定领域系数。由此计算出飞行器的法向力、轴向力和俯仰力矩系数,计算结果与实验数据相符。     

三维光弹性测定应力强度因子K_Ⅰ的综合法

对利用三维光弹性试验数据计算应力强度因子K_I,提出一种新的算法--综合法。此法既解决了所需测量区域内条纹信息少的弱点,又克服了因裂纹尖端“钝化”而无法测到裂尖精确条纹值的困难。试验与计算结果表明此法误差小、精度最高。可应用测定受复杂载荷并具有复杂边界条件结构的应力强度因子。     

航天飞机再入航迹初步设计的一种计算方法

本文给出一种由航天飞机质心位置和飞行速度随高度的变化值计算再入航迹其它运动参数的方法。用美国“哥伦比亚”号航天飞机轨道器的飞行数据验算表明,该方法不失为一种可供再入航迹初步设计中选用的简便算法。