低压室初始长度对火箭弹自力弹射出筒尾流场的影响

低压室初始长度的改变直接影响火箭弹自力弹射过程中低压室压强的建立，进而对弹射出筒过程中的尾流场产生影响。本文基于二维轴对称N-S方程建立了火箭弹自力弹射出筒尾流场的数值计算模型，采用动网格技术对弹射出筒的全过程进行了非定常数值计算。采用文中计算模型对超声速冲击射流试验进行了模拟，得到的流场结构与试验纹影图匹配良好；开展了自力弹射的实弹发射试验，仿真数据与试验数据的一致性较好，在此基础上分析了低压室初始长度对尾流场不同阶段的影响。结果表明，随低压室初始长度的增加，发射筒底部的第一个压强峰值增大；尾流场初始阶段震荡幅度增加且震荡时间延长；尾流场发展阶段内弹体的位移增量及速度增量减小，低压室压强峰值及峰值过后的压强下降速度减小；尾流场稳定阶段内弹体的位移增量及速度增量增加。     

飞机弹射救生系统内弹道数值仿真研究

以往研究弹射筒,主要以单级弹射筒为对象,对多级套筒式弹射筒研究不足。在计算中,往往忽略了有效面积以及滑轨摩擦的因素,所建立的模型通用性差。在分析弹射机构的结构以及工作过程的基础上,建立了适用于套筒式弹射机构的内弹道模型,仿真并与实验值进行对比,误差在0.77%~1.91%之间,证明了模型的正确性,可以为弹射筒方案设计和验证提供理论依据。     

舰载机弹射内弹道仿真计算

建立了舰载机弹射内弹道方程组和蒸汽流量方程,根据内弹道设计指标要求和飞机参数对弹射过程进行了仿真计算。仿真计算结果表明,内弹道参数及供汽规律能够满足设计指标要求,可以为舰载机弹射器的工程设计提供理论依据。     

某双级高压涡轮全三维计算

采用自主研发的全三维黏性涡轮设计体系对某双级高压涡轮进行了反设计,并利用商业软件CFX12.0在采用二方程湍流模型SST(shear stress transportation)模型、考虑冷气和转捩等条件下对反设计得到的叶型进行了全三维计算分析,采用源项模拟技术处理气膜冷却流动.计算结果与试验数据进行了对比,结果表明计算得到的效率与试验值吻合,中等负荷高压涡轮气冷叶型采用后部加载设计技术可有效控制流动损失.      

真实气体效应对升力体舵面局部流动分离的影响

数值模拟分析了高马赫数低雷诺数条件下激波边界层干扰、激波与激波相互作用、流动分离再附等流动现象的特点以及高温真实气体效应的影响。分别采用量热完全气体、平衡气体、化学非平衡气体模型对升力体由于舵面偏转引起的局部流动分离情形进行了数值模拟。研究了飞行高度、壁面温度及来流马赫数对流动分离的影响。计算结果表明:真实气体效应使空气在边界层内发生离解反应,边界层内温度降低,粘性减小,动能损失减小,克服逆压梯度的能力更强,从而使分离区明显减小。分离区的减小改变了分离/再附激波的位置和强度,进而对局部压力及热流分布产生重要影响;随高度增加,平衡气体较完全气体分离区相对减小量增大,平衡气体效应对流动分离/再附现象的影响越大;壁温对分离区影响较大,随壁温升高,分离区增大;随马赫数增大,分离区减小,真实气体和完全气体的差异增大,真实气体效应的影响更加显著。     

气体稀薄效应对热流计算的影响

临近空间高超声速飞行器的研发越来越受到关注。周恒和张涵信在《中国科学》上的《空气动力学的新问题》一文中分析了在此情况下现有的空气动力学的不足,其中之一就是需要考虑流场中可能出现的局部稀薄气体效应,并且针对临近空间高超声速飞行器边界层进行了详细的分析。陈杰和赵磊在此基础上研究了强剪切下的气体稀薄效应,给出了判别气体稀薄效应的无量纲参数Zh,并提出对传统连续介质模型中的黏性系数基于Zh参数进行修正。本文将通过类似的研究方法,采用DSMC (Direct Simulation Monte Carlo)研究纯导热问题中的气体稀薄效应,通过对粒子速度分布函数的分析提出了相应的刻画气体稀薄效应的参数ZhT,获得了依赖参数ZhT的导热系数修正规律,并进一步将该修正规律纳入CFD (Computational Fluid Dynamics)计算,验证了该算法对圆柱绕流问题表面热流预测的精度。     

微尺度离心叶轮间隙泄漏流动堵塞模型

通过理论分析结合数值模拟,开展了针对微尺度离心叶轮间隙泄漏流动堵塞模型的研究.结合微尺度旋转机械低雷诺数和高马赫数的工作条件,建立了考虑可压缩性和黏性损失的间隙泄漏流动堵塞模型.通过数值模拟分析了微尺度间隙泄漏流动特征及黏性在其中的作用,判定黏性作用对间隙泄漏流动的驱动作用不可忽略,黏性作用与压差作用对间隙泄漏流动的驱动作用效果相当.同时,黏性作用还会导致间隙泄漏流动的初始堵塞增大.采用某微尺度离心叶轮对间隙泄漏流动堵塞模型进行了验证,从数值计算结果中提取气动堵塞结果并与模型预测结果进行对比,表明改进的间隙泄漏流动堵塞模型能更准确地对间隙泄漏流动堵塞进行评估,在微尺度条件下具备更好的适用性.      

轴流压气机非光滑表面超声速叶型流动机理研究

压气机中吸力面附面层的发展和分离流动所造成的损失是压气机内部流动的主要损失。为了延缓气流的分离,减小分离所造成的损失。本文采用在超声速叶片吸力面增加斜楔的处理技术来抑制分离流动的前传,并对不同高度,不同长度的斜楔以及斜楔在叶片的不同位置进行了数值分析。结果表明:在吸力面增加一个经过精心设计的斜楔,在低压比情况下可以提高总压恢复系数,在高压比的情况下,不但可以很好的抑制分离流动的前传,而且可以提高总压恢复系数。     

有局部稀薄气体效应的高超声速流动数值模拟

近空间高超声速飞行器当飞行高度和速度足够高时,其流场计算可能要考虑稀薄气体效应,传统的计算流体力学(CFD)方法预测的阻力和升阻比将不够准确。而现有的模拟稀薄气体流动的计算方法由于其计算量巨大,难以在工程实际中应用。因此需要发展能用于近空间高超声速飞行器流场的可行、可靠的计算方法。陈杰和赵磊在文献[1]中针对边界层中既有强剪切而气体分子自由程又相对较大的情况进行分析,提出了刻画此类局部稀薄效应的无量纲参数Zh,并提出了在传统CFD中通过采用依赖于Zh参数的等效黏性系数考虑局部稀薄效应对阻力计算影响的研究思路。因此,本文尝试将此等效黏性系数纳入CFD模型中,以在70km高空,以马赫数15飞行的小迎角钝平板为例,来检验计算方法是否合理可行。结果表明:和传统的CFD方法所得结果相比,新模型计算的阻力减小,升阻比增加,其改进的方向与现有飞行试验结果定性相符,且所增加的计算时间非常有限,可方便地应用于现有的计算空气动力学中。     

收敛型引射喷管/后体风洞试验研究

本试验在600mm×600mm跨超音速风洞里进行。从图1看出,高压空气通过空心支架进入高压室,然行经四个径向音速喷咀膨胀进入低压室。在音速喷咀环,端盖,活动内套之间有一对金属波纹管来密封。从低压室来的空气分成两股流:主流经四个空心整流支板的扇形空间;次流经限流喷咀穿过支板内部翼型通道,进入环形次流腔,最后和主流汇合喷出。     

航空燃气涡轮冷气掺混流动损失的数值研究

采用理论分析的研究方法,对不同冷气掺混形式造成的涡轮气动性能的变化进行了数值计算研究。针对气膜冷却所造成的流动损失,采用修正的Ito等压混合模型;而针对尾缘冷气喷射所造成的流动损失,则采用了修正的Schoberi流动损失模型。对于不同的冷却方式,假定它们之间对主流造成的流动损失是相互独立。以某高压涡轮导向器作为研究对象,分析了各种冷气参数和几何参数对冷气掺混过程的影响规律。研究结果表明,涡轮叶片气冷过程引起的叶栅总压损失随冷气入射角度、吹气比、混合层厚度的变化而显著变化,通过优化设计可以使气冷过程造成的流动损失最小。     

高温燃气进入舵机舱过程仿真与流动机理分析

采用计算流体力学(CFD)方法研究了火箭发动机工作拖尾段高温发动机燃气进入舵机舱的物理现象。结合导弹实际飞行弹道参数变化特点和超声速流场扰动不向前传递的空气动力学理论,提出了简化而不失真的非定常流场仿真方案,显著缩短了仿真周期;复现了某型导弹实际飞行时舵机舱先被"抽气"再进高温燃气的动态过程,并分析了高温发动机燃气进入舵机舱的流动机理,即在发动机工作段,导弹底端面压强低于舵机舱内压强,舵机舱被"抽气",在拖尾段随着燃烧室总压降低,喷口附近的马赫盘向导弹底端面移动,使导弹底端面压强增大且高于舵机舱内压强,高温燃气进入舵机舱烧毁电路致使导弹折断;明确了某型导弹折断故障产生的诱因,提出了改进措施和检测方法,并得到了大量飞行靶试的验证,解决了舵机舱热防护结构可靠性问题。     

气膜孔喷气对涡轮气动性能影响的实验研究

为了认识气膜孔喷气对涡轮叶栅气动性能和流场结构的影响,应用涡轮平面叶栅风洞,实验测量和分析了在叶片表面不同位置气膜孔喷气情况下涡轮叶栅流场与性能,实验中气膜孔气流采用与涡轮叶栅相同的空气介质。实验结果表明,前缘气膜孔喷气使得涡轮叶栅损失随喷气流量增大而单调增大;但是,叶片压力面和吸力面气膜孔喷气对涡轮叶栅损失影响规律是复杂的,由于叶片表面不同位置流动特点的不同,在叶片表面不同位置的气膜孔喷气对涡轮叶栅流动损失和流动结构等的影响也是不相同的。     

两级喷管喉径比对燃气蒸汽弹射参数的影响

针对两级喷管不同的喉径比参数,建立了耦合弹体运动和气液多相汽化的多相流模型,研究改变喉径比对燃气蒸汽弹射流场参数、弹射装置载荷和弹体内弹道的影响。结果表明:在一定范围内增大或者减小喉径比,均会导致弹射装置流场参数和发射稳定性变差。当喉径比增加过多时,将不能建立满足工作条件的喷水压差;喉径比过小时,激波上移最终会导致燃气发生器工作异常。喉径比为1.46时,尾罩压强差最小,发射稳定性能最优,温度最大值控制在设计值800K内,内弹道参数均满足设计要求。      

涡轮高压导叶流场结构及损失分析

采用具有TVD性质有三阶精度Godumov格式，数值模拟了某型涡轮高压导叶流场，并对流场损失及涡系结构进行分析，结果表明由于强烈的径向流，使低能流体大量地迁移到下端壁，使得下端部的损失显著增大，从而引起了总损失的增加。因此在高压导叶设计中，当采用低展弦比叶片时，应注意削弱叶片出口附近流场的严重径向窜流。     

低损失融合式预旋喷嘴设计与研究

为减小整个预旋系统的流动损失,首先对带预旋集气腔进气孔、预旋集气腔、预旋喷嘴的冷气预旋流路进行了分析,发现进气孔和集气腔会导致预旋喷嘴进口流场不均匀,相较于进口均匀条件,预旋喷嘴总压损失系数增大0.026。在此基础上提出了一种将预旋集气腔进气孔、预旋集气腔和预旋喷嘴融合设计的低损失融合式预旋喷嘴设计方案,分析表明:融合式预旋喷嘴能有效减小冷气在预旋系统内的流动损失,在设计工况总压损失系数减小0.032,并使冷气在预旋系统内流动更加均匀,提升了预旋系统的整体性能。     

喷水射流预冷对发动机进气温度及流场变化影响的数值研究

为减小整个预旋系统的流动损失,首先对带预旋集气腔进气孔、预旋集气腔、预旋喷嘴的冷气预旋流路进行了分析,发现进气孔和集气腔会导致预旋喷嘴进口流场不均匀,相较于进口均匀条件,预旋喷嘴总压损失系数增大0.026。在此基础上提出了一种将预旋集气腔进气孔、预旋集气腔和预旋喷嘴融合设计的低损失融合式预旋喷嘴设计方案,分析表明：融合式预旋喷嘴能有效减小冷气在预旋系统内的流动损失,在设计工况总压损失系数减小0.032,并使冷气在预旋系统内流动更加均匀,提升了预旋系统的整体性能。     

某型压气机低转速特性扩展方法对比分析

采用指数外插法在相近低转速时,通过发动机状态相似的假设得到部件特性,而能量外推法从能量损失的角度出发,通过发动机在自模化区的流动特点进行低转速特性外推。为验证能量外推法的可行性,在某型涡扇发动机高压压气机试验台上开展转速调试试验,录取高压压气机在不同转速下的性能数据并进行分析,得到改型发动机的高压压气机特性。根据经验,试验时最低相对换算转速只能达到0.5,采取2种外推方法对低转速特性进行外推。结果表明:能量外推法相比于指数外推法具有可行性好、准确度高的特点,在实际发动机研制过程中实用性更强。     

基于体积力模型的1维涡轮特性评估方法

涡轮低维气动特性评估方法的预测精度对涡轮气动设计有重要意义.基于适用于轴流涡轮特性评估的1维体积力方法,分析和局部调整了Adam和Leonard的1维体积力模型中的叶片力源项和离心力源项,并在特性计算中引入涡轮损失模型.通过1个低压涡轮和1个含冷气高压涡轮对该方法进行验证,计算结果表明:该方法对2个算例在涡轮设计工况点的流量效率预测偏差均在1％以内,且能够反映涡轮气动特性随膨胀比的变化趋势,具有良好的精度,可用于快速可靠地评估涡轮低维气动特性.     

不同材料发汗冷却结构下氢冷却性能

为了实现航空航天等领域高温大热流燃烧装置的有效冷却,研究了不同材料和工艺制成的发汗冷却结构在高温高热流密度下,氢的发汗冷却性能。模拟高压推力室的结构特点和高热流设计发汗冷却试验件,用电弧加热主流空气模拟高温燃气、以氢气为发汗冷却剂对多孔陶瓷、烧结多孔不锈钢和多孔层板材料进行了33次172 s热试验研究。试验的材料设计孔隙率为10%~40%,燃烧室压力为2.7~8.4 MPa,主流燃气温度约为3 600 K,主流空气流量为220~1 490 g/s,冷却氢气流量为9.6~57 g/s,注入率为0.005~0.029。试验结果表明:当冷却剂氢注入率为1%时,主流与多孔陶瓷材料壁面和粉末冶金多孔结构壁面之间的换热分别减少了30%和70%以上;当注入率为3%时,主流与光刻多孔层间结构壁面之间的换热也能降低60%。证明氢发汗冷却可以有效减小壁面与燃气之间的对流热流。最后还总结得出了常温氢气对高压大热流环境进行发汗冷却的性能关联式。