一种基于流管收缩比分析超声速进气道临界性能的方法

为研究进气道临界总压恢复系数与主要几何特征之间的联系,通过零维流动分析,提出了一种基于流管收缩比计算临界总压恢复系数的理论公式,并与通常采用的基于喉道参数的计算方法进行对比分析,阐述了两种计算方法的不同物理意义。该公式表明,进气道临界总压恢复系数等于流管收缩比、函数K(Ma th)及Q(Ma∞)三项乘积。研究了计算公式中各变量对临界总压恢复系数的影响,分析表明流管收缩比是决定临界总压恢复系数的重要变量。在大多数情况下,流管收缩比与临界总压恢复系数具有正相关的变化规律。

二元超声速进气道流管压缩量特性与应用初步研究

为研究流管压缩程度与超声速进气道临界总压恢复系数的规律,以双楔外压式进气道为例,对不同来流马赫数、多种方案进行实例研究。研究马赫数范围为2.0至4.0,各种压缩方案涉及宽泛的总转折角范围和多种楔角组合方式。研究结果表明,就通常设计中常用的压缩方案范围而言,临界总压恢复系数与流管收缩比呈明显的正相关变化规律,并在一定的范围内两者呈近似线性关系,基于流管收缩比可实现对临界总压恢复系数大小的近似判断。

高超声速风洞进气道流量系数测量精度影响因素研究

进气道是飞行器动力装置的重要组成部分,准确测量进气道流量系数是进气道风洞试验的重要内容。对来流马赫数Ma=4.5,5.0和6.0状态下皮托管进气道开展流量系数测量研究,通过对比理论值和实测值,获取各状态流量系数修正系数。试验结果表明,随着来流马赫数增加,进气道流量系数与理论值偏差较明显,并逐渐增大。超声速风洞试验通常认为测量截面总温与来流总温相等,通过对测量截面总温与来流总温偏差以及测量截面流场畸变情况的分析,判断测量偏差主要是由测量截面总温等于来流总温的假设导致的。在高超声速风洞试验中,由于模型壁面热交换的存在,测量截面总温低于来流总温,进气道流量系数测量时需要进行总温修正,以提高流量测量精度。

电力电缆绝缘试验中易忽视的现象和几点技术措施

探讨电力电缆耐压试验中容易忽视的现象,提出了应采取的技术措施。

超声速二维进气道非设计工况激波串运动特性

本文针对超声速进气道在非设计工况下由背压爬升引起的激波串运动问题,采用非定常数值模拟,研究了设计马赫数为3.3的二维进气道在来流马赫数Ma_(∞)=2、3和4时的激波串运动特性.结果表明,不同Ma_(∞)下,激波串前缘激波的运动过程均可分为三个阶段:初始背压主导的快速前移段(阶段Ⅰ)、顺压梯度区主导的缓慢前移段(阶段Ⅱ)、背景波系和肩部分离区主导的剧烈干扰段(阶段Ⅲ).在阶段Ⅰ和阶段Ⅱ,激波串前缘激波的运动特性类似,均先从进气道出口快速前移,在经历短暂后退之后,再次以较低的速度前移.在阶段Ⅲ,当前缘激波进入背景波系产生的逆压梯度区时出现突跳,而每次突跳的距离因Ma_(∞)而异.当前缘激波到达进气道肩部时,流动状态变化显著:Ma_(∞)=2时,肩部无明显分离区,前缘激波最终稳定;Ma_(∞)=3时,肩部形成了开式分离区,前缘激波轻微振荡;Ma_(∞)=4时,肩部存在大尺度的闭式分离区,并且前缘激波小幅振荡,导致进气道的脉动压力系数明显增大.