脉冲射流喷嘴机理及水力特性研究

在对新型射流机理探讨的基础上,研究了脉冲射流喷嘴的机理和水力能量关系,得出了计算式.结果表明,脉冲喷嘴的瞬时高频射流所获能量是低频射流的2.558倍,是连续射流的1.438倍. 还得出了脉冲射流喷嘴的水马力和冲击力的计算式.为脉冲射流喷嘴的应用及进一步研究,提供了理论依据.     

滨海砂矿开采新方法的研究

提出了一种用气举和自激振荡脉冲射流相结合的方式开采潜水层滨海砂矿的新方法,研究了气举的数学和物理模型,探讨了自激振荡脉冲射流作为气举装置破碎器的可行性。理论和实验表明：自激振荡脉冲射流不仅能破碎水下土岩层,而且能松散砂矿颗粒,使砂矿颗粒易于进入气举吸头。     

水工质微波等离子推力器喷管流场及推力性能研究

采用Delaunay方法生成三角形单元的非结构网格离散计算区域,利用格心有限体积法对水工质微波等离子推力器喷管流场和推力性能进行了数值模拟.揭示了水工质微波等离子推力器喷管的流动规律.研究结果表明:在喷管入口压强为0.35 MPa时,增加工质气体的总温,可以提高推力器的比冲,同时推力的变化很小.在收敛角和扩张角不变的情况下减小喷管喉径,能够略微提高推力器的比冲.而推力器腔体内压强变化很大.保持喷管喉径和出口直径不变,在喷管扩张半角从10°增大到40°的过程中,推力器的比冲和推力先增大后减小;扩张半角为17°时,推力器性能最佳.     

最小操纵速度飞行试验技术研究

概述了非对称推力情况下飞机的力学原理和产生的影响,通过学习GJB 185-86和CCAR25-7A相关条款,对最小操纵速度试验的相关概念、限制条件和要求进行了总结.结合实践知识和多个飞行员飞行后评述,总结了静态空中最小操纵速度、动态空中最小操纵速度和地面最小操纵速度飞行试验技术,并通过在BEECH飞机和B737-200模拟器上进行飞行体验验证了试验方法的正确性.     

热力管道跨路桥架加固有限元受力分析

热力管道跨路桥架一般采用钢结构桁架,其特点是跨度大,两个方向刚度差别大,目前桥架所属公司经常不把桥架作为热力管道桥架单独使用。如果在已有非热力管道的跨路桥架上面再添加热力管道,合理的计算热力管道荷载,对比加载前后桁架各杆件的受力情况,成为跨路桥架加固方案的关键。本文详细介绍了热力管道的荷载特点及计算,通过对实际工程进行热力管道加载前后有限元模拟受力分析对比,为以后的类似工程提供参考。     

喷管通道内气体流动特性的数值模拟

分析了喷管通道内气体的流动特性,运用CFD软件Fluent模拟了Laval喷管在不同工况下的流场,数值模拟结果与相关文献实验结果基本一致,表明喷管通道内气体流场特性的数值模拟在实际工程应用中是可行的,为喷管的优化设计提供了有效的技术途径．     

某型燃机转子轴向推力关键因素分析

燃气轮机转子的轴向推力是燃机总体设计的重要指标之一。针对某型燃机,通过建立轴向力仿真平台,计算不同装机状态燃机的轴向力载荷;并结合大量整机试车与轴向力实测数据,分析影响该载荷的关键因素,以期减少试车次数,降低成本。研究与实测表明,运行工况、涡轮导向器喉道面积、封严结构等均构成影响轴向推力的关键因素。更改封严直径、修整喉道面积能够大范围地调整转子轴向力,调整封严间隙值能对轴向力进行微小的调整。     

空化效应下高压喷嘴结构对燃油喷雾特性的仿真研究

针对喷孔内部出现的空化现象,运用计算流体力学和计算燃烧学,数值模拟了喷嘴结构对燃油喷雾及燃烧情况。结果发现:喷孔入口圆角半径和喷孔直径对燃烧过程都有显著影响。喷孔入口圆角半径的增加以及喷孔直径的增大,从根本上都会使得对燃油初次破碎起重要作用的喷孔内部空化现象减弱,从而降低燃油与空气形成的混合气质量,并最终对燃烧过程产生不利影响。喷孔夹角的增大虽然使得喷孔内部的空化现象得到加强,从而改善燃油的初次破碎情况。喷孔长度对燃油的喷雾特性,几乎没有任何影响。     

异形预旋喷嘴流量系数的测量研究

在一个单独的静腔系统中对分别具有30?,25?,20?,15?预旋进气角度的预旋喷嘴面板进行实验研究。得到了预旋角度,长径比,进出气压比,扩张面积比对预旋喷嘴流量系数的影响,并分析了实验测量以及处理过程中的随机误差和系统误差。结果显示流量系数随着进出气压比的增加而线性增加,预旋孔进口扩张能有效提高流量系数,随机误差是影响实验结果的主要因素,系统误差则有可能使个别数据出现较大误差。     

涡桨发动机风车特性评估方法及试飞验证

涡桨发动机在空中起动之前的风车状态会产生一定的风车阻力,严重影响飞机的操纵性和稳定性,因此需进行风车阻力特性的准确计算评估,以化解飞行风险.针对涡桨发动机装机飞行中的风车特性,采用基于标准桨特性图修正原理,建立计算评估方案,并以某型涡桨发动机设计定型试飞为依托,进行不同工况下的试飞验证研究.结果表明:在相同高度,低速风车状态下,风车阻力随着速度增加而增大,而高速风车状态下,风车阻力随着速度增加而减小;随着高度增加,低、高速风车阻力均减小;低速风车状态下,桨叶角基本处于限动位,而转速随着速度增加而增加;高速风车状态下,转速达到平衡转速,桨叶角随着速度的增加而增大.可见,建立的涡桨发动机风车阻力计算方法合理、可行,计算结果精度满足试飞要求,能够为后续涡桨发动机空中起动科目的飞行试验提供技术支撑.