0.6米暂冲式跨超声速风洞流场控制系统设计

针对0.6米暂冲式跨超声速风洞结构组成复杂、系统控制精度要求高、运行方式多样和运行安全要求严格的特点，分析了流场控制系统的硬件结构，开展了基于NI LabVIEW开发平台的风洞流场控制软件设计研究工作。重点介绍了控制系统组成、软件的结构和功能设计、信号采集与处理、控制策略和安全策略等内容。应用结果表明：该系统具有调节快、精度高、稳定性好、安全可靠的特点，成功实现了暂冲式跨超声速风洞复杂流程控制系统的应用软件开发。     

1+1/2对转涡轮短周期试验台性能测试

本文介绍了工程热物理所暂冲式短周期实验台及其涡轮试验方案,使用该试验台对1 1／2对转涡轮进行了性能测试,并使用Numeca软件包对该涡轮进行了定常数值模拟,给出了试验和计算结果对比。试验结果表明该短周期试验台性能良好,能提供大约200 ms的测试时间,能够满足涡轮性能测试的要求。为了以后的研究工作,试验方案和技术,尤其是流量测试技术还有必要进行进一步的改进。     

自由活塞激波风洞

自由活塞激波风洞是一种使用自由活塞压缩器驱动的高焓脉冲型激波风洞。这种风洞是由R J Stalker提出并在澳大利亚国立大学首先建成和逐渐发展起来的高焓实验设备。经过30多年的改进与发展,日趋完善,现已成为研究高超声速气动加热、计及真实气体效应的气体动力学现象、特别是超声速或高超声速燃氢冲压发动机(scamjet)的重要设备之一,受到国际上航空航天界的重视。本文概述了自由活塞激波风洞的发展过程,系统地阐述了这种设备的结构特点和运行原理,给出了性能参数的计算方法和算例,及其性能指标,并讨论了这类风洞的优缺点。      

用于爆轰驱动的射流起爆实验研究

爆轰驱动激波风洞的自由来流模拟范围与驱动气体的爆轰极限密切相关,爆轰极限越宽则模拟范围越大。驱动气体一般是通过点火管进行起爆的,提高点火管的起爆能力可以拓宽爆轰极限。为了提高点火管起爆能力,就点火管口径、点火气体爆轰敏感性和单/双点火管3种因素的影响进行了实验研究。在不同的点火管初始条件下,对驱动段波速进行了测量。结论如下:(1)提高点火管口径可以显著提升起爆能力;(2)点火气体爆轰敏感性对起爆能力有影响,点火管为缩径内型面时,低敏感性气体起爆能力更强,点火管为等径内型面时则低敏感性气体和高敏感性气体的起爆能力大体持平;(3)在保证射流同步的前提下,双点火管能够提高起爆能力,为保证射流同步性需使用化学恰当比的氢氧混气等爆轰敏感性强的点火气体。     

敞开式大跨空间桁架结构风荷载分布特性研究

敞开式空间结构的桁架由于直接受气流作用,其流场空间分布复杂,风荷载确定困难,且风洞试验受模型缩尺比限制难于获取桁架结构上的气动力．借助数值风洞技术,利用高性能计算平台,本文数值求解了敞开式桁架结构的空间流场及风荷载分布．敞开式空间桁架结构整体风荷载表现为水平向为主,竖向不显著的特点,该点与封闭式桁架结构整体通常表现出竖向较强吸力作用明显不同．敞开式空间桁架结构整体风荷载对风向角表现并不敏感,其原因在于敞开式空间桁架的流场多处分离且相互干扰严重,其整体特征紊流不易在某个风向角下特别占优．     

短周期涡轮试验台流量调节阀的设计

本文利用CFD对短周期涡轮试验台的流量调节阀进行了优化设计,改进了流量调节阀喉部的流动状况,提高了调节阀对流量的控制能力;对流量调节阀尾部锥体的三种设计方案进行了比较,得到了最佳方案。     

抗战前清华航空研究考察

1932年起,清华大学为适应中国航空建设需要,开始发展航空教育与研究,在国内 首次建成5英尺航空风洞,并设计建造当时远东最大的15英尺航空风洞,由于抗战全面爆 发,15英尺航空风洞建成前夕被毁。本文着重从时代背景、师资、图书设备、航空风洞的 建设与意义等方面考察了抗战全面爆发前清华大学航空研究与教学概况。清华大学航空教学 与研究取得的成果,为抗战期间以及抗战胜利以后中国航空事业发展,做出了重要贡献。     

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一 1957年1月,我在清华园第一次见到郭永怀先生.当时郭先生承担主讲清华大学和力学研究所合办的力学研究班‘流体力学'讲座,他对我们几个流体力学辅导教员说:实验工作很重要,今后你们的主要工作就是准备并指导实验.为此他亲自带我们去北京航空航天大学参观风洞实验室并拜访陆士嘉先生.