摘要：为探索轴对称射流准确的数值模拟方法 ,根据可压缩的轴对称N S方程 ,利用二阶精度的有限体积法对轴对称的自由射流和垂直冲击射流进行数值模拟。结果表明采用Spalart Allmaras湍流模型 ,可很好描述射流流动。收缩喷嘴射流计算应从出口上游的内流开始 ,而不能在出口截面上给定声速条件。计算结果与实验吻合较好 ,所获得的喷嘴内外部流场的流动状况以及冲击射流参数分布 ,可用于优化喷嘴内部结构设计。

摘要：将圆形自由射流按重力相似准则设计成6个系列模型,利用PIV测速系统,对射流模型相应不同出口雷诺数的流场、浓度场形态分布特征进行了试验研究,分析了射流流场及涡量场、轴线时均流速、断面流速分布、射流起始段长度等,得出圆形自由射流出口临界雷诺数Rek≥2 000,以及雷诺数Re<2 000时射流起始段长度L0与出口雷诺数Re的关系为L0=kRe-0.57d0.

摘要：为满足当前设备研制试验需要,解决现有闭口高速风洞难以承担的特殊气动力问题,急需建设一座高速自由射流风洞。扩压器是高速自由射流风洞中一个极其重要的组成部分,主要包括收集器、平直段和亚扩段。它直接影响通过试验段后高速气流的压力恢复能力,从而影响着风洞的启动特性和运行效率。文中的扩压器主要解决了部段大范围移动、减振孔开度调节、减振防跳设计及收集器转向设计等关键技术问题。采用N X软件建立扩压器三维模型;通过Abaqus软件完成扩压器关键部件及整体部段的静力学分析;最后根据气动力数据,完成扩压器动力学分析。仿真计算结果验证了结构设计的合理性。

摘要：应用CFD方法,通过特征线法设计超声速喷管,在喷管出口形成超声速进气道高空飞行时的工作环境。分析不同马赫数下喷管出口马赫数分布情况,发现出口核心区存在于距离喷管出口壁面垂直方向3倍边界层位移厚度的位置。简要分析了二元超声速喷管出口马赫数分布情况。将自由射流模型模拟结果与模拟飞行模型模拟结果进行比较。进气道进口斜激波分布基本一致,分布合理,与理论吻合较好,喷管的射流满足高空模拟试验要求。

摘要：为了预测航空发动机高空模拟自由射流试验中飞机进气道-发动机组合体前方的亚声速流场特性,优化试验舱的气动设计,采用CFD方法在亚声速自由射流和真实大气飞行条件下对某战斗机进气道的外流场进行数值模拟。分析了进气道对前方气流压缩作用与飞行马赫数关系,对比和分析了分别在自由射流与真实大气中进气道前和进气道入口处的马赫数分布,确定了3种马赫数下进气道在自由射流中的最佳安装位置。比较发现,亚声速自由射流对真实高空大气飞行进行模拟,可以得到马赫数相似的流场。

摘要：为验证固冲动力飞行器控制系统与动力系统一体化设计方法、固冲发动机可靠转级等关键技术,提出了一种固冲动力飞行器控制系统与动力系统一体化自由射流试验方法,介绍了试验系统的组成与工作原理,针对试验系统硬件设计中核心的各系统接地设计方法、供电能力与负载特性匹配性分析方法进行了讨论,提出了自由射流试验中各系统的软件工作流程与试验程序;试验结果表明:应用该方法的自由射流试验系统工作稳定,试验中正常模拟了飞行器飞行过程中的大气来流条件,控制系统与动力系统工作正常,固冲发动机可靠转级并按照试验程序正常的进行了推力调节,实时测量了攻角、侧滑角、马赫数等大气数据,可以有效支撑固冲动力飞行器开展关键技术研究与评估。

摘要：:按照燃气喷射混合器引射段自由射流原理推导出混合器的结构参数计算方法和基本方程 。

摘要：为了预测航空发动机高空模拟自由射流试验中飞机进气道-发动机组合体前方的亚声速流场特性,优化试验舱的气动设计,采用CFD方法在亚声速自由射流和真实大气飞行条件下对某战斗机进气道的外流场进行数值模拟。结果发现进气道距离喷管出口太近会使流场相似度下降,飞行马赫数、攻角和发动机进气流量都会对进气道的最佳安置距离产生影响。

摘要：从动量守恒定律、能量守恒定律和质量守恒定律出发，导出了传递方程，对自由射流进行了数学描述。

摘要：自由射流风洞系统可以提供高速逆向的加热气流来模拟冲压发动机在高空飞行的环境,从而测试冲压发动机的动态性能,这需要主气路系统、工艺气系统、水系统、酒精系统、氧系统、点火器系统、发动机系统和真空系统等工艺系统严格按照既定的工序配合执行相应的动作。从软件设计角度,介绍了该控制系统的构成和难点实现。对基于LabVIEW的复杂系统软件开发有很好的借鉴意义。