水下超声速射流对上浮水雷受力特性影响研究

固体火箭发动机具有功率密度大、推力大等优势,常被用于上浮水雷的推进器。然而发动机在水下工作时燃气射流使流场压力发生剧烈脉动,进而影响发动机的推力性能及上浮水雷的受力特性。基于VOF多相流模型和理想气体模型,建立了上浮水雷在不同工作状态(欠膨胀、完全膨胀、过膨胀)下的数值模型,研究了水下燃气喷射流对上浮水雷的受力特性影响。结果显示,欠膨胀工况时,发动机推力平缓,大小为12.2KN,上浮水雷受力未出现负值;完全膨胀时,射流发生颈缩、胀鼓现象位置距离雷体较远,导致发动机推力及水雷壳体受力振荡不剧烈;过膨胀工况时,射流发生颈缩、胀鼓现象距离喷管较近,发动机推力发生剧烈脉动,产生21.37%的振荡幅度,胀鼓现象发生时,流场压力显著降低使得上浮水雷后体受力减小,壳体阻力增大,上浮水雷最大产生27KN的负推力。     

水下固体火箭发动机垂直气体射流结构和推力影响研究

为了探究高背压水介质条件下,固体火箭发动机垂直气体射流在浮力影响下的流场结构和发动机推力特点,建立了轴对称几何模型,在考虑有/无浮力的条件下,采用VOF(Volume of Fluid)多相流模型进行气体-水两相耦合仿真计算,获取尾流气体射流流场结构,以及发动机尾部壁面受力和推力振荡曲线进行分析。研究结果表明,考虑浮力的仿真结果更加符合试验结果;射流动量段气体的马赫数分布会导致喷管出口附近的气-水界面产生周期性胀鼓-颈缩,从而引起尾部空间背压振荡,在设计工况下,尾部压力变化范围为环境水深压强的0.327到2.43倍;背压振荡将引起尾壁面受力振荡和推力振荡,振荡频率为736.89Hz;气体射流喷出过程中,气-水界面由速度梯度主导的开尔文-亥姆赫兹（K-H）不稳定性逐渐转变为由重力和浮力主导的瑞利-泰勒（R-T）不稳定性。     

火箭燃气射流近场噪声特性实验研究

火箭燃气射流噪声特性是武器系统集成化所考虑的重要因素之一，通过对单室双推力实验发动机近场射流噪声的测量与分析，得到噪声峰值频率的变化范围，联合时频分析结果表明，同一测量位置处射流噪声的峰值频率与燃烧室压力的变化无关，而噪声幅值则依赖于燃烧室压力，实验结果对火箭燃气射流噪声场的预测提供了实验依据。     

水下合成双射流流场特性与推力特性实验研究

为实现合成双射流技术在水下航行器上的应用,对水下合成双射流开展了流场特性和推力特性的实验研究,分析了水下合成双射流的平均流场特性和推力特性。实验得到了激励器出口不同位置处平均流场流向速度分布情况和水下合成双射流峰值推力随激励器驱动频率的变化规律,并研究了驱动电压幅值和波形对流场及推力的影响。实验发现:存在最佳频率使得水下合成双射流推力达到最大;驱动电压幅值越大,推力越大;不同波形的电压所产生的推力不同,矩形波所产生的推力相对正弦波和三角波所产生的推力更大。     

环喉型圆锥塞式喷管的水下流动分离特性

将塞式喷管概念扩展到水下固体火箭发动机应用领域,为了研究高背压环境下塞式喷管的水下流动分离特性,建立水下塞式喷管流动分析模型,并采用流体体积法(VOF)两相流模型对设计马赫数2.0的环喉型圆锥塞式喷管水下工作时的过膨胀流场进行了气/水耦合数值模拟,计算考虑了气体的压缩性和粘性。计算结果显示:圆锥塞式喷管在水下的过膨胀流动也存在间歇性的颈缩、胀鼓以及回击等不稳定现象;与空气环境下的工作条件不同,气/水界面表现出类似于壁面的约束作用,塞锥外流场形成的波系结构由塞锥壁面和内喷管出口下游气/水界面共同决定;水下超声速气体射流的不稳定振荡引起喷管出口背压和气/水界面的脉动,塞锥表面的分离流场随射流的振荡而变化,根据流场激波结构以及塞锥表面分离特征的不同,可以区分为5种不同的分离流动形态;塞式喷管在水下和空气环境下的分离流动振荡的驱动机理不同,水下分离流场的振荡主要受气/液两相相互作用诱导的射流振荡过程的影响,分离流场附近壁面压强振荡频率覆盖0~1000Hz范围内的较宽频带,且没有显著的特征频率。     

基于微型涡喷发动机热喷流的无源流体推力矢量喷管的控制规律

流体推力矢量喷管型面固定、活动部件少、结构重量轻，能够为高机动飞行器提供有效的飞行控制手段，但无源流体推力矢量喷管热喷流的偏转控制规律尚未完全掌握。为了推进无源流体推力矢量技术的实用化，本文设计研制了适用于微型涡喷发动机的耐高温喷管模型，对该喷管在微型涡喷发动机热喷流状态下的控制规律进行研究。利用非接触光学显示和测量手段——红外热成像拍摄和粒子图像测速（PIV）技术对主射流流动特性进行研究，获得流动矢量角随二次流控制阀门闭合度变化的控制规律；利用六分量盒式天平测力实验研究无源流体推力矢量喷管的力学特性，获得推力矢量角随二次流控制阀门闭合度变化的控制规律。研究结果表明：该构型喷管在微型涡喷发动机热喷流下主射流连续可控偏转，最大流动矢量角为-12.3°/12.3°，最大推力矢量角为-12.9°/12.8°，控制规律接近线性，不存在主射流偏转突跳问题。     

小涵道比涡扇发动机动态特性数值计算

研究了涡扇发动机动态数学模型以及数值模拟方法,对于进口条件变化、发动机加速、发动机减速、发动机加力等情况下动态工作过程,改进的发动机动态性能数值模拟程序具备了数值仿真的能力,并对小涵道比涡扇发动机动态特性进行了数值计算分析,结果表明:对于飞行条件快速变化的情况,当发动机推力增大到一定程度后,会有逐渐减小的趋势,而缓慢变化时,就没有这种振荡现象;对于燃油质量流量增大、减小情况,变化的快慢对应耗油率的峰值是不同的;同样,随着加力温升的变化速度不同,发动机推力和耗油率达到的峰值也不同.      

液体火箭发动机背压振荡环境下的雾化特性研究进展

为加深对背压振荡环境下雾化特性的认识，针对在液体火箭发动机中广泛应用的气液同轴直流式喷嘴、撞击式喷嘴与离心式喷嘴，综述了背压振荡环境下单束液体射流、气液同轴射流、射流撞击以及旋流雾化特性的研究进展，总结了背压振荡影响雾场的主要作用机制，阐述了以往研究中存在的一些问题以及需要突破的若干关键技术难题。通过综述可知，背压振荡主要通过两个方面影响雾场：一是通过改变喷注压降影响喷射，继而影响雾化过程；二是通过振荡的气相流场直接作用于雾场。背压振荡环境下的雾化研究仍需要开展大量工作，且需要突破以下几个技术难点：在试验方面，需要设计可以产生高频率、高幅值压力振荡的反压舱装置，同时对雾场的干扰要降到最小；发展先进的光学诊断方法，可以用于反压舱内雾场信息的提取；在数值模拟方面，需要开展雾化过程的高精度数值模拟，同时研究压力波的产生、发展及演化过程，在这两点基础上研究背压振荡与雾场的相互作用。     

大涵道比发动机高空舱排气流场数值模拟研究

为了研究大涵道比分开排气发动机在高空舱内的排气流场特性,对其开展了流场数值模拟及试验验证。建立了一种发动机喷管、高空舱和排气扩压器的联合仿真模型,分别计算了不同喷管落压比状态下的发动机推力和排气流场特性,通过对比得到不同落压比下流场的变化规律。对大涵道比分开排气发动机进行了高空模拟试验,对不同落压比下的推力和高空舱内固定测点的总压与静压进行测量,并与数值模拟计算结果对比。结果表明：落压比越大,发动机射流影响范围越大,射流边界外扩,排气扩压器效率越低。推力系数随着落压比的增大呈现减小趋势。计算值与试验值结果相近,绝大多数测点的压强误差和推力误差保持在5%以内。     

两相脉冲爆震发动机模型试验研究

为了探索气－液两相脉冲爆震发动机模型内特征参数对产生爆震波的影响规律，系统地测试了以汽油为燃料、以空气为氧化剂的气－液两相脉冲爆震发动机模型在不同点火频率及不同余气系数下爆震波的峰值压力以及平均爆震波速，并对其变化进行了分析。通过分析实验结果发现，当余气系数σ增大时，爆震波发动机性能下降，在爆震室长度一定时，点火频率等于脉冲爆震频率。     

水下超声速气流流场非定常特性研究

上浮水雷在工作过程中环境压力大幅度变化，针对上浮水雷火箭发动机具有三种不同工作状态（欠膨胀、完全膨胀、过膨胀）的特点，采用VOF两相流模型，建立了水下火箭发动机在不同工作状态喷射流发展的轴对称计算模型，分别在来流速度0m/s和50m/s两种工况下，研究了水下发动机在不同工作状态时喷射流发展规律及流场脉动特性。结果显示，在静水条件下，欠膨胀工况时颈缩发生位置距喷管出口较远，流场压力和喉部流量没有发生脉动现象，其它工况时颈缩发生位置距喷管出口较近，完全膨胀工况和过膨胀工况喷管出口最大压力振幅分别为5.5MPa，7MPa；喷管喉部流量振动幅度约为5.2%，32.8%；在有流速条件下，三种工作状态发生颈缩、胀鼓和回击现象的位置距离喷管出口较远，完全膨胀喷管出口最大压力振幅为2MPa，喷管喉部流量未发生脉动特性，过膨胀工况喷管出口最大压力振幅6.1MPa，喉部流量振动幅度30.4%。     

封闭水域内固体火箭发动机尾流结构数值研究

为了研究固体火箭发动机在封闭水域中工作时尾流场特性参数变化规律,建立三维空间模型,忽略重浮力等体积力及燃气与水之间的换热传质,采用Realizable k-ε湍流模型与VOF(Volume of fluid)多相流模型,针对试验水箱内固体发动机在不同水深条件下的工作过程进行数值模拟,获得尾流流场燃气射流形貌,以及水箱壁...     

导弹尾部外形对发动机水下点火推力的影响

利用球形气泡模型,通过数值求解研究了导弹尾部对发动机水下点火时推力峰值、尾部压力分布以及推力波动特性的影响.计算结果表明:尾部收敛段半锥顶角的变化对推力峰值影响较大,半锥顶角大于45°时,随着半锥顶角的减小,推力峰值缓慢下降;半锥顶角小于45°时,推力峰值随着半锥顶角的减小而加速下降;半锥顶角对推力达到峰值的时间影响较小;推力达到峰值时尾部收敛段压力分布变化较大;半锥顶角对推力波动特性影响很小.      

推力矢量对飞机大迎角动态气动特性的影响

推力矢量是提高战斗机大迎角动态气动特性,提升其过失速机动能力和飞行品质的重要手段。新一代战斗机的高机动性要求也使气动和推力矢量的融合控制研究日益重要。针对中国空气动力研究与发展中心∅3.2 m开口低速风洞,研制了喷流模拟器和通气动态试验装置,建立了带推力矢量的大迎角动态试验技术。开展了不同减缩频率、不同落压比、不同喷管偏角时的大迎角俯仰振荡运动特性试验研究。结果表明：与无喷流试验相比,带喷流时模型的动态特性均随着落压比和喷管偏角的变化呈现规律性的变化;力和力矩系数形成的迟滞曲线面积随着落压比和偏角的增加而增加;减缩频率的变化对模型的动态特性影响小于无喷流时的影响。总的来说,推力矢量的影响未改变模型大迎角动态特性的基本规律,但是随着推力矢量角度和大小的变化,有规律地改变了模型动态气动力和力矩的变化幅度。     

固体发动机推力随机调节的涡流阀方案研究

介绍了一种固体发动机推力大小随机调节实现的方案－涡流阀方案，导出了涡流阀调节性能的相似准则方程；对涡流阀调节固体发动机静态特性和影响调节性能的各种主要因素进行了分析，指出了提出调节性能的途径，诸了模型发动机的推力调节。     

涡流阀几何参数对固体发动机推力调节特性的影响

为了获得涡流阀参数对发动机推力调节性能的影响规律,针对涡流阀的加注方式以及几何结构,利用建立的基于涡流阀方案的固体火箭发动机推力可调实验系统开展了实验研究。通过实验结果的分析,得到了加注环孔径、涡流室高度和直径以及中心进气面积的不同对涡流阀调节性能的影响规律。结果表明:适当降低涡流室的高度、较大的中心进气面积、较大的涡流室直径有利于提高涡流阀的调节性能。因此,可以通过对涡流阀结构的优化设计来提高发动机的推力调节性能。     

SRM两相内流场模型计算

火箭发动机内流场中的大量液态颗粒与喷管的壁面发生碰撞后会产生沉积和破碎,从而影响发动机的性能。针对此问题,采用颗粒与壁面碰撞破碎沉积模型和欧拉-拉格朗日两相流模型对某固体火箭发动机中不同尺寸的颗粒与喷管背壁区和收敛段碰撞破碎和沉积的基本情况进行了数值模拟,并与相关试验结果进行了对比。计算得到了流场中不同直径颗粒在考虑碰撞破碎后的分布情况和在壁面的沉积情况。计算结果说明,颗粒与壁面碰撞破碎后会大大增加流场尤其是喷管段中小颗粒的数目,颗粒的沉积主要集中在背壁区的下部,而大颗粒主要沉积在喷管收敛段。     

Wake structure and similar behavior of wake profiles downstream of a plunging airfoil

Very limited attention has already been paid to the velocity behavior in the wake region in unsteady aerodynamic problems.A series of tests has been performed on a flapping airfoil in a subsonic wind tunnel to study the wake structure for different sets of mean angle of attack,plunging amplitude and reduced frequency.In this study,the velocity profiles in the wake for various oscillation parameters have been measured using a wide shoulder rake,especially designed for the present experiments.The airfoil under consideration was a critical section of a 660 kW wind turbine.The results show that for a flapping airfoil the wake structure can be of drag producing type,thrust producing or neutral,depending on the mean angle of attack,oscillation amplitude and reduced frequency.In a thrust producing wake,a high-momentum high-velocity jet flow is formed in the core region of the wake instead of the conventional low-momentum flow.As a result,the drag force normally experienced by the body due to the momentum deficit would be replaced by a thrust force.According to the results,the momentum loss in the wake decreases as the reduced frequency increases.The thrust producing wake pattern for the flapping airfoil has been observed for suffi ciently low angles of attack in the absence of the viscous effects.This phenomenon has also been observed for either high oscillation amplitudes or high reduced frequencies.According to the results,for different reduced frequencies and plunging amplitudes,such that the product of them be a constant,the velocity profiles exhibit similar behavior and coalesce on each other.This simi larity parameter works excellently at small angles of attack.However,at near stall boundaries,the similarity is not as evident as before.