喷管气动参数对推力矢量影响的数值模拟

以二元收扩喷管为对象,开展了基于二次流喷射的流体推力矢量技术研究。基于CFD技术,分析了激波矢量控制技术实现推力矢量的机理。重点分析了喷管落压比NPR,二次流总压比SPR,自由流马赫数Ma∞对流体推力矢量性能的影响。数值模拟结果表明:推力矢量的大小与斜激波的位置、角度以及流动分离区的大小有关。在所计算的参数范围内,推力矢量随喷管主次流的变化规律是:推力矢量角随NPR的增大逐渐减小;随SPR的增加,推力矢量角单调增加;在大落压比时,自由流马赫数对推力矢量的影响是有限的,而在低落压比时,自由流马赫数增加,推力矢量角减小。     

单边膨胀喷管内流动分离非定常特性

结合聚焦纹影和动态压力测量技术,对基于特征线法设计的单边膨胀喷管(SERN)不同落压比(NPR)条件下喷管内流场结构和壁面压力进行了试验测量,通过壁面压力时域和频域综合分析获得了喷管内流动分离非定常特性。结果表明:过膨胀状态下单边膨胀喷管内流场结构具有明显的非对称特征,喷管上壁面流动分离模态为受限激波分离(RSS),而下壁面流动分离模态为自由激波分离(FSS);相比于FSS模态,RSS模态下出口附近壁面压力振荡更剧烈。喷管上、下壁面压力标准差峰值均在分离点附近,且概率密度函数分布向一侧偏斜或出现双峰现象。RSS模态下,激波运动呈明显低频特性;FSS模态下,激波非定常特性不仅受回旋区压力扰动的影响,且受分离剪切层的影响。      

Improvement of the SERN nozzle performance by aerodynamic flap design

As continuation of the former study [P. Gruhn et al., Aerospace Science and Technology 4 (2000) 555–565], we examine the flow at a SERN nozzle for a future hypersonic cruise vehicle with help of a nozzle/afterbody wind tunnel model. Main focus is on the flow at the nozzle flap and the separation of the boundary layer at the flap cowl. The location of this separation is determined for different nozzle pressure ratios and different Reynolds numbers. An empirical criterion to predict the separation point at the flap cowl of the nozzle/afterbody model is established.Based on the experiments and recent studies, a geometry for the nozzle flap of the reference configuration ELAC of the Collaborative Research Center 253 of the Aachen University of Technology is suggested. Numerical studies result in an improved axial thrust going along with an improved thrust vector angle for this new flap in the whole examined Mach range between 1.23 and 7. The improvements of up to 11 percent in axial thrust coefficient and up to 15° in thrust vector angle at low Mach numbers exceed the progresses made for the nozzle of the nozzle/afterbody model in the former study.     

二次流喷口形状对激波矢量控制喷管推力矢量特性影响

基于CFD数值模拟技术,考虑变比热比及温度对黏度的影响,针对二次流喷口主要几何参数（二次喷射角度及喷口无量纲展向长度）在不同喷管落压比、二次流压比工况下对激波矢量控制喷管三维流动特性及推力矢量特性进行分析.研究表明:喷射角度增加,二次流喷射前主分离线前移,激波角度增加,在较小的二次流压比下随着喷射角度增加,推力矢量角增大,二次流压比为1.0和1.2时,存在最佳的喷射角度使得推力矢量角最大;喷口无量纲展向长度小于1.0时,喷口前分离涡演变为马蹄涡,并在喷口下游诱导尾涡,二次流压比大于0.6时随喷口无量纲展向长度增大,推力矢量角度增加.      

中心突扩燃烧室PIV实验研究

利用PIV技术对两种不同尺寸的中心突扩燃烧室在不同入口速度条件下的冷态流场进行了实验研究,测量并分析了流场结构与来流速度、突扩比、喷管收缩段等因素的关系。实验结果表明利用PIV技术能较好地获得高速条件下燃烧室二维速度场;对于不同突扩比的燃烧室,突扩面后的流场结构类似,但回流区的最大负速度与入口速度的比例关系不同;在喷管人口处,流场在此处重新形成旋涡,其直径较大,但强度相对较弱。     

喷管分离流动的数值模拟

针对高空喷管地面试验时产生流动分离的现象,用Ｂｅａｍ －Ｗａｒｍ ｉｎｇ 近似因式分解法求解薄层Ｎ－Ｓ方程,对分离流场进行数值模拟。预示了分离点的位置以及喷管壁面压强分布等,可以为高空发动机地面试车提供参考, 并为进一步研究分离的影响因素打下基础     

非对称喷管流动分离的预测

非对称喷管是超燃冲压发动机和涡轮基组合循环(TBCC)发动机中特有的关键部件,在跨大马赫数范围工作时,往往在非设计点下会出现严重的流动分离。针对非对称喷管在过膨胀状态下的流动分离现象,通过试验验证二维数值计算(计算采用计算流体力学(CFD)方法)的正确性,利用数值计算样本点拟合得到了非对称喷管在过膨胀状态下的分离准则表达式,并进一步通过不同构型的非对称喷管分离的试验数据来验证该准则的准确性和普适性。研究结果表明,通过特定非对称喷管计算分离数据获得的分离准则与试验结果吻合得较好,在所进行的试验模型和条件下,两者之间的均方根误差为3.68%,更好地说明了该分离准则对非对称喷管内的分离预测具有较好的准确性,同时也跨出了其普适性证明的第1步。     

Shock wave configurations and reflection hysteresis outside a planar Laval nozzle

When the pressure ratio increases from the perfectly expanded condition to the third limited condition in which a normal shock is located on the exit plane, shock wave configurations outside the nozzle can be further assorted as no shock wave on the perfectly expanded condition, weak oblique shock reflection in the regular reflection(RR) pressure ratio condition, shock reflection hysteresis in the dual-solution domain of pressure ratio condition, Mach disk configurations in the Mach reflection(MR) pressure ratio condition, the strong oblique shock wave configurations in the corresponding condition, and a normal shock forms on the exit plane in the third limited condition. Every critical pressure ratio, especially under regular reflection and Mach reflection pressure ratio conditions, is deduced in the paper according to shock wave reflection theory. A hysteresis phenomenon is also theoretically possible in the dual-solution domain. For a planar Laval nozzle with the cross-section area ratio being 5, different critical pressure ratios are counted in these conditions, and numerical simulations are made to demonstrate these various shock wave configurations outside the nozzle. Theoretical analysis and numerical simulations are made to get a more detailed understanding about the shock wave structures outside a Laval nozzle and the RRMMR transition in the dual-solution domain.     

影响喷管流动分离的因素

应用 Beam- Warming近似因式分解方法差分求解薄层 N- S方程 ,对某型发动机在多种工况下的分离流场进行计算。结果表明 ,燃烧室总压与环境压强的比值控制分离点位置 ;对于相同的喷管扩张段型面 ,喷管面积比对分离位置的影响小 ;扩张段较长的喷管分离点面积比较小     

抛物线喷管型面参数对流动分离影响的数值模拟

为了研究抛物线喷管型面的3个参数——初始膨胀圆弧半径、入口角和出口角的变化对喷管流动分离过程的影响规律，模拟了不同参数组合下的抛物线喷管流场参数，获得了喷管流动位置、分离模态随集气室压强增加的变化过程.结果表明:这3个参数能够影响发动机起动过程中喷管流场的发展过程.在一定范围内分离模态转换喷管压比（NPR）与初始膨胀圆弧半径呈正相关；通过合理设定入口角和出口角，可以推迟和缩短受限激波分离过程，为解决彭冠侧向载荷问题提供了可能的方向.      

喷管面积比对推力矢量发动机特性的影响

针对矢量喷管出口面积独立无极可调控制的特点,采用数值仿真分析了偏转状态喷管面积比对矢量特性的影响机理,通过整机地面台架和高空台专项试验,获取了不同喷管面积比下推力性能、偏转推力损失、偏转效率、发动机匹配特性等数据。结果表明：非偏转状态发动机产生最大推力的喷管面积比小于气流完全膨胀对应的理论喷管面积比。发动机偏转推力损失随几何矢量角增加而增大,喷管面积比对偏转推力损失影响较小。地面台架状态相同几何矢量角下,矢量偏转效率随着喷管面积比的增大而降低,当喷管面积比达到一定值时,会出现气流分离使偏转效率进一步降低。在相同几何矢量角下,随着喷管面积比的增大,发动机节流状态转差减小,风扇工作线下移,靠近非偏转状态工作线,风扇裕度增加,工程应用中偏转状态的扩稳措施应考虑与喷管面积比的关联。     

同轴离心式喷嘴燃烧稳定性裕度评估

为评估同轴离心式喷嘴燃烧稳定性裕度,开展了两种不同缩进长度喷嘴的稳定性试验研究。试验中燃料流量不变,逐步增加氧化剂流量,两种喷嘴在相同的混合比（2.28）发生振荡燃烧,均对应燃烧器第二阶纵向声模态频率。喷嘴A（缩进长度8.5mm）和喷嘴B（缩进长度12.5mm）最高振荡幅值对应的混合比分别为2.28和2.81。基于二阶非线性耦合振子模型,利用喷嘴稳定燃烧阶段的压力数据,分别从频域和时域识别系统衰减系数,发现两种方法得到的衰减系数在数量上一致,验证了两种分析方法的等价性。喷嘴A在不稳定发生前衰减系数突然增大,喷嘴B衰减系数呈递减趋势,不稳定发生时降到0.03以下,说明衰减系数可以评估喷嘴的稳定性裕度,但需要考虑噪声相干共振等非线性现象的影响。     

火箭发动机塞式喷管流场的数值研究

用时间相关法和张涵信的无振荡、无自由参数ＮＮＤ显式格式,对火箭发动机塞式喷管二维轴对称定常流场进行了数值模拟。计算得到了有粘和无粘中两种情况下,喷管流场的马赫数压强、温度、流线以及速度矢量分布图,计算网络采用代数方法生成,并通过求解Ｌａｐａｃｅ方程对网格进行修正。计算结果表明：ＮＮＤ格式用于计算塞式喷管流场具有较高的效率和良好的分辨率;无粘和有粘情况得到的流场结构有较大的差别;基础喷管的出口马赫数     

二元矢量喷管流场的N－S方程计算

对二元矢量喷管在不同工况下的流场进行了数值模拟。求解的控制方程为三维非定常Ｎ－Ｓ方程。空间方向用有限体积离散，时间方向用Ｒｕｎｇｅ－Ｋｕｔｔａ法推进。粘性项的计算上采用了一种有限体积框架下新的离散化方法。湍流模型采用了广泛使用的Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ代数模型。计算表明，本文方法能准确地计算二元矢量喷管、非矢量喷管在设计与大设计落压比下的流场。     

发动机起动/关机过程中喷管侧向载荷试验

为了获得大面积比喷管在发动机起动/关机过程中的侧向载荷，搭建了喷管侧向载荷冷流试验系统，通过测量应变管感知的喷管侧向载荷和通过加速度传感器感知的喷管振动载荷，分析发动机起动/关机过程中喷管侧向载荷的变化规律。试验表明:试验喷管在发动机起动/关机过程中均存在3个峰值侧向载荷，起动过程中分别对应着初始正激波向稳定自由激波分离的转变过程、自由激波分离向受限激波分离的转变过程以及分离激波结构处于“末端振动状态”，关机过程则恰好相反，而且关机过程相对起动过程的峰值侧向载荷发生压比存在一定的迟滞效应；喷管壁面的周向应变对侧向载荷非常敏感，而壁面轴向应变却基本不受喷管侧向载荷的影响；喷管侧向载荷是激励喷管振动的主导因素，并在试验喷管发生“末端振动效应”时，振动加速度峰值达到最大为80g。      

塞式喷管冷流实验和数值模拟研究

开展了塞式喷管冷流实验和数值模拟研究。实验模型采用直排的点膨胀构型，实验测量了两种塞体长度的塞式喷管在不同压比条件下的表面压强分布，拍摄了典型工况下流场的纹影照片。数值模拟采用二阶NND格式求解二维N-S方程，计算得到的壁面压强分布与实验结果吻合较好。通过实验和数值模拟验证了塞式喷管高度补偿特性，得到的结论为塞式喷管设计和性能预报提供了依据。     

轴对称矢量喷管壁面静压分布的试验研究

在模拟实际发动机喷管落压比的情况下, 利用轴对称矢量喷管的缩比模型, 对其壁面静压分布进行了试验研究。研究结果表明, 当矢量偏转后, 轴对称矢量喷管的收敛段与扩张段内流场均呈现出复杂的三维流动的特征; 当喷管落压比小于完全膨胀落压比时, 喷管内部存在周向不对称的斜激波和分离区, 且激波位置随几何矢量角的增大而前移。本文的研究结果可用于检验喷管三维流场的计算精度。      

增强型双喉道射流推力矢量喷管的流动特性试验

对一种增强型双喉道射流推力矢量喷管开展了内部流动特性的试验研究,获得了其在不同次流压比状态下的内流结构和沿程静压分布.试验结果显示:在基准双喉道矢量喷管尾部附加扩张段后,能够以2.8%的次流消耗率获得超过20°的平均气流偏角,这表明通过附加扩张段来增加喷管矢量角的设计概念是可行的.在凹腔内,增强型双喉道射流推力矢量喷管的静压分布规律与基准双喉道矢量喷管一致,但在附加的扩张段内,下壁面的压强要明显高于上壁面,这正是其推力矢量角得到显著增大的原因.随着次流压比的增加,喷管获得的推力矢量角单调增加,但是喷管附加扩张段的矢量增强效果基本维持不变.      

双脉冲固体火箭发动机隔塞运动特性

以双脉冲固体火箭发动机隔塞的运动过程为研究对象,搭建了脉冲隔离装置冷气冲击实验平台,获得了隔塞在Ⅰ脉冲燃烧室中的运动规律。采用动态结构嵌套网格方法,对隔塞的运动过程进行了数值模拟,分析了隔塞运动过程中流场结构,揭示了隔塞运动规律的形成机制。研究结果表明:对于单孔隔板,隔塞在燃烧室中沿轴向平稳运动,随着驱动压强的上升,隔塞运动的初始加速度增加,运动速度有所上升;对于多孔隔板,由于隔板级间孔和隔塞对燃烧室内流场结构的干扰,导致多个隔塞在Ⅰ脉冲燃烧室中的运动过程异常复杂,出现转动和翻覆现象;且随着时间的推移,隔塞的运动速度、姿态和位置差异逐渐增大,合理的隔板级间孔设计可以有效避免隔塞在喷管喉部处聚集。      

不同压比下冷却剂流量对塞锥再生冷却换热的影响

为了解塞式喷管发动机高低空不同的再生冷却换热特性,分别对二维型面内喷管和塞锥建立计算模型,采用数值模拟的方法,得出内喷管的冷却换热结果和出口参数,重点研究了塞锥在地面和设计点工作时的不同换热特性及其冷却剂流量的影响.计算过程中采用二阶迎风格式离散控制方程.计算结果表明:地面工况下,冷却剂流量的改变对塞锥和塞锥底部壁面的压强、热流密度和温度的影响较大,高空环境下,冷却剂流量的改变对塞锥和塞锥底部壁面的压强、热流密度的影响较小;在冷却剂流量相同的情况下,塞锥和塞锥底部在地面工况下的壁面温度要远高于在高空环境下的温度;在相同工况和相同冷却剂流量的情况下,塞锥壁面上的温度要远高于塞锥底部壁面上的温度.