【摘 要】
：
本文在小型热射流实验台架上,对球面收敛二元扩张矢量喷管在过膨胀非设计状态的热射流特征进行了红外热像显示和流场测量.研究表明,在喷管过膨胀非设计状态,喷管压比(NPR)对矢量喷管上壁面附面层流动影响不大,在逆压力作用下,上壁附面层很可能发生分离;在扩张上壁附面层分离的情况下,壁面附近的流线被上抬,气流又受喷管矩形壁面的约束而向两侧拥挤,形成了马鞍型异形总压分布;另外,喷口出口下游的激波呈现一连串的"
【出 处】
：
中国航空学会航空百年学术论坛动力学分论坛
论文部分内容阅读
本文在小型热射流实验台架上,对球面收敛二元扩张矢量喷管在过膨胀非设计状态的热射流特征进行了红外热像显示和流场测量.研究表明,在喷管过膨胀非设计状态,喷管压比(NPR)对矢量喷管上壁面附面层流动影响不大,在逆压力作用下,上壁附面层很可能发生分离;在扩张上壁附面层分离的情况下,壁面附近的流线被上抬,气流又受喷管矩形壁面的约束而向两侧拥挤,形成了马鞍型异形总压分布;另外,喷口出口下游的激波呈现一连串的"葫芦"状,随喷管矢量角的增大,流场的不对称性越明显,在收扩喷管喉道宽高比喷管喉道宽高比(AR<,t>)为2时,热射流被分成两股.
其他文献
作者利用舰船摇摆运动规律,并把舰船的运动加入到无人机的运动方程中进行建模仿真,研究了舰船运动影响下从舰船发射无人机的动力学特性.
文章讨论了大气层外拦截弹基于视线转率被动测距.给出了相对距离的可观性指标,推导了可观性指标的解析表达式,分析了影响相对距离可观性的因素.
本文探讨了再入段弹道边界高度参数的确定方法,划定飞行器再入段起始与终止点的允许高度区间,并通过对航天飞机与Hope-X飞行器的再入参考弹道的设计分析,验证了这一方法的合理性.
本文研究了战略导弹射程评定软件的分析与设计方法,提出了集虚拟仿真、弹道折合、统计评定为一体的综合射程评定方法,提出了软件设计的指导思想.
通过数值模拟研究了圆柱孔和扩散孔2种结构的斜孔气膜冷却特性,复合角分别为0°,45°和90°,吹风比0.5,1.0和2.0,考察复合角、孔型和吹风比对流场和气膜冷却效果的影响.针对传统有效温比分析法的局限性,提出了5个改进的评价参数,并应用于圆柱孔和扩散孔气膜冷却效果的分析.结果表明,改进的评价参数能更准确、有效地反映物理现象,全面衡量不同形式气膜冷却的优劣.
根据某型机验证试验的需要,设计了一种小惯性铂铑双丝热电偶.本文的内容主要集中在下面几个问题的分析上:小惯性铂铑双丝热电偶结构设计、电偶外套支杆的材料选择、电偶热响应时间常数计算与分析.计算结果表明,本小惯性铂铑双丝热电偶完全满足某型机验证试验对热电偶响应速度的要求.
为完成某发电机冷却风扇的高空模拟试验,依赖原有的试验设备,建成了冷却风扇高空模拟试验装置.该装置在高空舱内的安装类似推进风洞,在风扇的排气管道上测量流量.针对小压比这一特殊情况,采用经校准的平直流量管测量流量,并利用压差法测量计算压比.试验结果表明:这套装置及其采用的测量方法完全满足小压比冷却风扇的试验要求.
本文以新建成的某低温起动高空台为背景,针对暂充式气源高空台的特点,讨论了以透平膨胀机为低温空气发生装置的暂充式气源低温起动高空台设计要点,并介绍了某型号弹用涡喷发动机的低温起动试验技术,内容包括:阀门的选型、引射器的选型、压缩机与管网的联合工作、膨胀机与管网的联合工作、阀门控制、快速流量切换装置的引入及其正确使用、预高空模拟技术、管道预冷技术、试验优化技术以及试验可靠性技术.
液态燃料的脉冲爆发动机比气态燃料的更有生命力,开展液态燃料的爆震机理研究具有重要的理论意义和现实意义.研究首先设计了一套应用于液态燃料连续爆震的试验模型,并利用高频压力传感器和离子探针测量了压力波和火焰传播速度,研究表明爆震管内的燃烧非常复杂,在特定的流动和结构组合下能稳定产生爆震.成果为下一步的研究和改进提供了重要的理论基础.
介绍了SIMOREG 6RA70系列全数字直流调速装置的技术数据和结构组成,简要阐述了SIMOREG 6RA70在可调速直流电动机控制系统中的应用情况.