脉冲爆震火箭发动机引射模态的起爆实验研究

为实现脉冲爆震火箭发动机(PDRE)引射模态下主爆震室的起爆,采用航空煤油和氧气作为推进剂,设计了PDRE引射模态的模型机,采用压电传感器测量主爆震室中爆震波的压力和速度.在主爆震室中成功实现了5 ～8Hz稳定连续的爆震,爆震波的峰值压力能够达到3MPa,爆震波以1600～ 2000m/s左右的速度在主爆震室中传播.实验结果表明:PDRE引射模态下主爆震室的DDT距离,远低于常规高能电喷起爆下的两相PDRE的DDT距离;高频PDRE引射模态下主爆震室的起爆难度加大;加长主爆震室、末端增加收敛段可以提高引射模态的爆震性能.     

双级波瓣引射混合器的引射性能

采用实验和数值方法对双级波瓣引射混合器的引射性能进行研究,重点研究混合管在两种不同进口方式下的引射混合器气动特征差异,并初步分析混合管面积比和长径比对双级波瓣引射混合器引射性能的影响.结果表明:混合管进口方式对引射能力有非常重要的影响,在研究的结构参数条件下,对于受限式进口,单级波瓣引射混合器的引射能力要强于双级波瓣引射混合器约10%;而对于敞开式进口,其引射能力要优于受限式进口最大约35%,此时双级波瓣引射混合器的引射能力要略好于单级波瓣引射混合器.在较大的混合管面积比或较小的长径比下,敞开式进口下双级波瓣引射混合器较受限式进口表现尤为优越.      

环形脉冲爆震发动机引射性能

采用解析方法得出爆震波在爆震管内的参数分布,应用数值方法对爆震波衰退为激波后的传播、排除过程进行了多循环模拟.通过对环形爆震管非稳态引射过程的分析,得出非稳态引射过程可以分成四个阶段,环形爆震管比传统的圆形爆震管的引射作用更强.不同结构参数的引射喷管对环形爆震管的引射增推性能不同,经过分析,得到了较佳的引射喷管的入口尺...     

RBCC引射模态气流抵抗反压能力受掺混程度影响研究

为了获得气流的掺混效果与引射过程总体性能的关系,研究了轴对称引射流场中圆形和环形喷管的掺混程度及其对引射比和气流抵抗反压能力的影响。以一次流动量覆盖整个横截面位置为分界截面,将引射流场中的掺混分为上游掺混和下游掺混两个过程。研究表明,气流的引射效果以及抵抗反压能力几乎不受下游掺混过程掺混程度影响,而是由分界截面的掺混程度决定。上游掺混过程决定了分界截面的掺混程度,对引射过程的引射比以及抵抗反压能力有明显影响,分界截面位置的掺混程度越高,被引射的二次流流量越大,抵抗反压能力越弱。对于RBCC发动机引射模态,引射比和抵抗反压能力指标相互矛盾,不应以引射比为唯一目标。     

质量引射对边界层稳定性的影响

采用直接数值模拟（DNS）方法和线性稳定性理论(LST)研究了质量引射对马赫数为6的钝板边界层中第二模态扰动演化的影响。研究了质量引射及扰动的不同因素对扰动演化的影响,包括引射速度幅值、引射宽度、位置、组合以及体积流量。研究结果表明:质量引射对二维和三维扰动波都起不稳定作用,当引射位置接近扰动波中性曲线的下支界时,不稳定作用最明显;体积流量是决定质量引射对边界层作用的重要因素;当体积流量较小时,质量引射组合放置能起到单个质量引射叠加的效果;LST预测得到的N值修正与直接数值模拟的结果相近,可以定量地反映质量引射对边界层流动稳定性的影响。     

火箭基组合循环发动机引射过程准一维分析方法研究

目前对引射过程的分析模型还比较简单并且不准确。为提高引射分析模型精度，从引射过程的物理机制出发，以速度差异导致的质量交换作为一、二次流掺混过程的控制因素，以一次流动量覆盖整个法向截面时的参数剖面计算引射效果，建立了引射过程分析方法，并采用数值模拟和试验结果对方法进行了验证。结果表明：一、二次流掺混过程的计算模型能反映横截面上参数的变化趋势；当一次流处于过膨胀状态和轻度欠膨胀状态时，本方法计算的引射系数偏差在4.56%以内；当一次流处于严重欠膨胀状态时，在利用特征线法对截面静压进行校正以后，偏差在6%以内；以上精度均优于传统的Fabri模型。本方法还能准确地获得引射系统的临界背压，因此更适用于RBCC发动机这种有背压的应用场景。     

支板火箭引射冲压发动机引射模态燃烧流动 (Ⅱ )二次燃烧及构型的影响

对比研究了两种构型的支板火箭引射冲压发动机引射模态的瞬时掺混燃烧(SMC)三维掺混和反应流场，详细分析了静态海平面零马赫数情况下燃烧及构型对引射流场的影响，发现几何构型和二次燃烧的综合影响决定了引射掺混后流体的速度、总温、总压及引射流量，从而也主要确定了发动机的性能，其中构型因素主要决定了掺混的质量，从而决定了低速模态的性能。     

某航空发动机应急油路数值分析

利用CFX软件对某航空发动机应急油路内部流动进行模拟,通过计算得到该航空发动机应急油路喷嘴出口压力随引射角度、引射距离、引射压力及喷嘴安装孔直径的变化规律。     

超声速自引射装置的工作过程研究

应用湍流κ-ε双方程模型,分析了液体火箭发动机自引射工作过程所用的超声速自引射装置(简称引射器,包括圆柱型和二次喉道型引射器)在相同二次流入口面积时的流场分布,依据流场分析值确定了激波在引射器内的位置,结果表明喷管内的气流达到满流状态,并根据有关参数计算了引射系数.对比引射器真空舱内压力仿真值和试车测量值,两者基本一致.      

流动参数对发动机冷却用引射器性能的影响

为了探索引射器在航空发动机空气系统中的应用可行性,采用标准k -ω模型并求解雷诺平均Navier-Stokes方程组的数值方法,分析了流动参数对发动机冷却用引射器引射系数、压力损失系数及引射性能综合参数的影响。结果表明:膨胀比由9增大至10.1,引射系数增大了66%;膨胀比由15.2增大至20.2,引射系数降低了19%;压力损失均不断增大。临界压缩比随着膨胀比的增大而增大;压缩比小于临界压缩比时,低膨胀比较高膨胀比的引射系数大约75%、压力损失小约1%,综合引射性能好;压缩比大于临界压缩比时,高膨胀比的压力损失系数降幅更小,综合引射性能恶化幅度更大。温比由1增大至3,低膨胀比下引射性能综合参数增大了16%,高膨胀比下引射性能综合参数先减小了1%再增大了8%。     

脉冲爆震发动机喷管性能数值分析

采用详细的化学反应机理,对脉冲爆震发动机的不同结构喷管进行了二维轴对称单循环数值模拟.分析了爆震波在爆震室内的传播过程以及传出后的流场情况,模拟所得的爆震波参数与STANJAN值较为一致.对4种单喷管和4种组合喷管的性能模拟结果表明:扩张喷管可以产生最大的瞬时推力峰值和比冲;带引射的组合喷管产生的平均推力比单喷管产生的平均推力要大.最后对非稳态引射过程进行了分析,为提高脉冲爆震发动机的性能提供参考.      

微爆索线型切割某战斗机舱盖的研究

 为了缩短弹射座椅穿盖时间,确保飞行员安全逃生, 提出了微爆索（MDC）爆炸切割技术在航空弹射救生系统中应用。首先对由黑索今(RDX)、奥克托金(HMX)、六硝基芪(HNSII)3种不同类型炸药,铅、铝两种包覆材料制作的半圆形微爆索线型切割平板航空有机玻璃（PMMA）元件进行了实验研究,观察了有机玻璃的层裂现象,确定了最佳的微爆索炸药类型、包覆材料和装药量。然后利用实验确定的微爆索方案,采用三维动态非线性显式有限元程序LS DYNA3D,对沿舱盖中央铺设的微爆索切割真实全尺寸飞机舱盖透明件进行了计算机模拟。在有限元分析中,选择ALE 算法模拟高能炸药起爆后表现出来的流体特性,定义自动面对面接触类型实现炸药与PMMA流固耦合作用,使用连续损伤动力学材料模型模拟有机玻璃在爆炸冲击波作用下的损伤行为,并伴随有层裂现象。数值模拟得到了一定的装药量对应的舱盖切割深度,与实验实测得到的结果吻合得较好。因此,平板有机玻璃元件实验可用来指导舱盖透明件实验。     

脉冲爆震发动机引射模态数值模拟和验证

针对脉冲爆震发动机地面启动问题,采用非稳态二维轴对称数值模拟的方法对多循环火箭式脉冲爆震发动机引射模态,即爆震管加直管引射器的引射过程进行了研究。同时通过爆震引射的实验获得引射比作为比较参数。引射比的计算结果与实验数据基本吻合。提出了爆震非稳态引射的3个阶段和相应的3种作用机制即:激波的压缩加速;射流卷吸;惯性和压差作用,并为下一步主爆震管燃油喷注位置提供了设计依据。      

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。     

基于自适应网格加密的超声速可燃气热射流起爆详细反应数值模拟

采用块结构自适应网格加密开源程序AMROC,在高性能计算集群中,进行氢气、氧气、氮气详细反应机理的二维超声速热射流爆震起爆自适应网格精细数值模拟,研究在热射流的持续喷射作用下超声速可燃气热射流爆震起爆,以及形成的精细的爆震胞格结构.结果表明:超声速可燃气流中热射流类似气动斜劈,形成局部激波诱导燃烧.超声速可燃气中持续的热射流喷射会形成过驱爆震,并导致不规则爆震胞格的生成.热射流的扰动压缩作用对过驱爆震的形成以及不规则爆震胞格的产起着关键的作用.热射流的扰动压缩波以当地声速通过爆震波后的亚声速区域作用于爆震波,使爆震波处于持续过驱状态,并形成不规则的爆震胞格结构.     

火箭弹射座椅轨迹发散技术研究

通过对火箭弹射座椅轨迹发散技术的类型、原理进行分析,建立轨迹发散性能计算模型。经过理论计算和试验验证,侧向轨迹发散火箭技术满足双座弹射救生的要求,有效地解决了FBC-1飞机双座飞行员弹射救生可能发生干扰的问题。     

弹射救生用人体数学模型

 利用人体弹射试验数据建立起人体动力学特性的数学模型(简称人体数学模型)。模型的动态响应特性分析可以解决一些与弹射有关的人体工程学问题。根据人体的最大动态超调,结合椎骨强度可确定人体耐受弹射加速度的限度。从防护角度出发,分析座垫对人体受力的影响和人体响应的时相特点而要求座垫厚度必需很薄。还提出改善弹射动力和确定测试系统性能指标的依据。将模型用于弹射实践可以减少人体试验,对人体安全和研制生产都极其有利。     

同心筒式发射装置附加弹射力影响因素分析

采用同心筒式发射装置发射导弹时,弹底会受到附加弹射力的作用,其值主要取决于排气狭缝宽度、增力装置、导流锥等因素.利用动量方程积分形式推导出附加弹射力的理论公式,分析各种因素对附加弹射力的影响,并利用数值模拟技术进行验证.结果表明:筒底所承受冲击力与弹底所受的附加弹射力呈正相关;减小内外筒间缝隙可提高弹底所受的附加弹射力;加导流锥能降低筒底所受的冲击力.导流锥母线越光滑,筒底所受到的冲击力就越小;增加导流锥后,燃气流动达到稳定状态的时间与无导流锥时所需的时间近似于相等.      

涡轮叶片尾缘开缝喷气的数值模拟和试验研究

以某涡轮叶栅为研究对象,采用试验和数值模拟相结合的方式研究了涡轮叶片尾缘不同喷气形式对叶栅性能的影响。应用一维源项喷气模型,结合涡轮叶栅流场数值模拟,得到了不同喷气形式下涡轮叶栅流场细节。计算与试验结果显示:两种开缝形式下,喷气比例对叶片表面参数以及出口气流角影响不大,但能量损失系数随着喷气比例的增大出现先增大后减小的趋势。对开缝时,喷气引入吹除了附着在叶片尾缘的漩涡,并增强了尾迹与主流的掺混过程;半开缝时,喷气的引入仅吹除了附着在开缝处的漩涡,对于尾缘处流场影响不大。