动态节流下激波串运动特性的模拟和分析

为研究动态反压下的激波串特性，针对一种带凹腔的二元进气道/隔离段构型，在马赫数为6的来流下模拟了堵塞比从0.20增长到0.32再保持不变的动态节流流动，分析了堵塞比增长时间（1～10 ms）对激波串运动的影响。结果表明:激波串在节流变化初期向下游运动，随后向上游运动并最终稳定在某一位置。当堵塞比增长时间在5 ms以内时，激波串向下游和向上游运动的幅度分别为3 mm以内和约18 mm，且激波串运动滞后于节流变化，滞后时间随着增长时间的延长而缩短。当增长时间大于等于6 ms时，激波串可向下游运动到凹腔中部，幅度可达31 mm，并伴随着流动振荡；向上游运动幅度仍约为18 mm，激波串运动与节流变化近似同步。分析表明:较短增长时间工况下，激波串运动滞后主要是因为节流引起反压升高、传播时间大于堵塞比增长时间；较长增长时间工况下，凹腔内流动振荡主要是堵塞比增长初期凹腔亚声速区排出流量增加，回流区横向尺度减小，导致凹腔超声速区膨胀并出现“壅塞”，产生分离激波与回流区相互作用、发生振荡。工程设计时应考虑激波串运动的滞后及其对流动性能的影响。     

隔离段横向喷流作用下激波串运动特性研究

在马赫数6的激波风洞中，通过隔离段壁面处的横向喷流控制隔离段反压，借助高速纹影和壁面静压测量，研究了二元进气道/隔离段内激波串运动特性。结果表明:进气道起动后，流场中的反射波系构成了背景激波；开启横向喷流后，隔离段下游气流不断蓄积使得反压升高，隔离段内出现激波串。在反压作用下，激波串逐渐前移，其前沿激波的形态和前移速度受上游背景激波的影响而发生变化；背景激波入射壁面的区域自身存在较强的逆压梯度，能够增强与入射点同侧的前沿激波分支，使得前沿激波急剧前移。前沿激波被推出隔离段后，在进气道肩点附近短暂振荡，反压进一步增大后，进气道不起动并出现喘振。关闭喷流使反压降低后，进气道再起动。     

隔离段进口非对称来流对激波串结构的影响

考虑进气道出口流场的影响，设计了针对非对称超声速来流矩形隔离段流场研究的直联式试验风洞，模拟进气道出口流场的各种非对称进口条件进行了吹风试验，并测量了隔离段壁面静压和隔离段进口皮托压力。研究发现，随隔离段进口流动非对称程度的增加，激波串长度增加而隔离段耐受反压的能力下降。考虑了隔离段进口流动非对称的影响，对Billig—Wahrup的激波串长度公式作了改进，故提高了激波串长度预测的精确程度。     

流体推力矢量技术研究综述

流体推力矢量技术不采用机械偏转，以流动控制方式实现推力转向，有望成为一种更加高效的推力矢量控制方法。目前实现流体推力矢量的主要方法有激波矢量法、双喉道方法、逆流控制方法和同向流方法等，对以上方法选择具有共性的计算与试验数据，对喷管的推力矢量效率、推力损失和流量系数进行了对比分析。结果表明激波矢量方法、双喉道方法和逆流方法能够在大落压比范围内（NPR=1.89~10）实现推力矢量控制，并且具有俯仰/偏航耦合甚至多轴控制的潜力。相比激波矢量法和逆流方法，双喉道和同向流方法在减少推力损失和提高矢量效率上占有优势，不足之处是双喉道方法对喉道进行控制限制了流量系数，而同向流方法的适用落压比范围受到严重限制。为寻求更加高效的矢量喷管技术，国内外相继发展了多种新概念流体推力矢量方法，对每种方法的控制原理、潜在优势和存在的问题挑战进行了探讨，新方法着眼于从喷流出口下游进行控制，对主流的干扰很小，值得深入研究，同时也为流体推力矢量的下一步研究方向提供了借鉴参考。     

矩形隔离段内激波串结构及其影响因素分析

隔离段是超燃冲压发动机的重要组成部分，主要作用是隔绝燃烧与进气道的相互干扰。隔离段中存在的复杂流动现象一直是人们研究和关注的重点。利用三维数值模拟方法对矩形隔离段激波串特性影响因素进行了研究，主要分析了不同来流马赫数、单侧和对称扩张角以及壁面凹腔等因素影响下的激波串特性。结果表明:在高来流马赫数条件下，隔离段内激波串长度变短，隔离段抗反压能力增强，总压损失增大；在单侧和对称扩张隔离段内的激波串结构存在差异，且隔离段后的流场总压损失与扩张形式无关；隔离段添加壁面凹腔后，在不同反压下会出现2种模态（亚临界凹腔模态和超临界凹腔模态），2种模态下隔离段内激波串结构及流场参数特性有所不同，超临界凹腔模态下隔离段抗反压能力下降，总压损失增大。本文的研究结果可为隔离段和燃烧室设计及试验提供参考。     

某组合发动机进气道抽吸作用分析

对某组合发动机进气道设计马赫数下的三维流场进行了数值模拟。研究了不同位置抽吸对进气道流场及性能的影响,研究结果表明,外压部分抽吸能在较小的抽吸流量下有效改善进气道的起动性能和气动性能,而又不改变进气道的内通道特性;内通道抽吸均化了喉道出口流场,提高了总压恢复系数,但减弱了压缩程度,造成压比、温升比较大幅度地下降,喉道出口马赫数增加,且抽吸流量越大,压比、温升比的降幅和喉道出口马赫数的升幅越大。     

高超声速侧压式模型进气道不起动特性分析

对某典型高超声速侧压式进气道三维流场进行了数值分析，就壁面压力分布、波系结构和近壁流谱图与实验结果进行了比较，计算反映了流动的基本特征。分析了在不同来流马赫数下的流动特征，随着来流马赫数的减小，激波角增大，压缩波在通道内的反射次数增加，而强度逐渐减弱，总压恢复系数逐渐增大。当马赫数减小到一定数值时，在等直隔离段入口出现喉道截面，进一步减小来流马赫数，流量阻塞，引起压力升高，波系向进口方向移动，波后出现亚声速流场，进气道不起动。同时还发现当不起动现象发生时，由于波后分离包的存在，在进气道的进口前形成向后倾斜的激波而不是正激波。本文还提出了一种确定不起动马赫数的方法。     

不同飞行工况下双模态发动机流动及燃烧特性

为研究煤油燃料矩形截面双模态超燃冲压发动机在不同飞行工况下的流动及燃烧特征,在通过直连式试验验证计算方法的准确性后,对6个不同马赫数及当量比工况进行了三维定常数值模拟,得出了发动机壁面压力、一维质量平均马赫数沿流向的分布规律,分析了各工况下流场中波系结构、释热变化率等特征。研究结果表明:不同工况下发动机明显工作于两类不同的燃烧模态。当发动机处于预燃激波串前传至注油位以前的亚燃模态时,凹槽段波系相对较弱;随着激波串的前移,隔离段中形成明显的分离旋涡结构将燃料卷至上游,部分燃烧在注油位之前已完成;在燃烧室内,分离主要发生于凹槽内部,燃烧释热集中于第一凹槽头部。当发动机处于激波串未前传的超燃模态时,凹槽段波系相对更强,流动参数波动更大,燃烧在注油位以后进行,燃烧室内分离旋涡在流向跨度大,形成从第一凹槽前缘至第二凹槽处的连续流动分离;分离旋涡有助于燃烧向下游传播,因此释热沿流向分布更均匀、更分散。在过渡段诱导流动分离,促使燃烧室内形成大流向跨度的分离旋涡可能有助于燃烧向下游传播,实现分布式释热,避免释热过于集中导致激波串前传。     

非对称来流下隔离段内激波串受迫振荡流动实验研究

为探讨超燃冲压发动机隔离段内激波串受迫振荡区域壁面压力脉动特性,用非对称马赫数1.98的隔离段直连实验研究了低频周期性的脉动反压对隔离段内流动的影响.实验结果表明:隔离段能有效地隔离周期性反压脉动对上游未扰动流场的影响;反压脉动以第二特征波速向上游传播并影响了上游的壁面压力脉动,但在激波振荡区域,压力脉动主要受激波振荡的影响;厚附面层一侧的下壁面激波振荡区域内压力脉动前传时以指数规律衰减;薄附面层的上壁面激波振荡区域内压力脉动前传时却是波动的.     

双喉道推力矢量喷管的气动性能数值模拟

对双喉道推力矢量喷管的流动特性和气动性能进行了数值模拟研究，分析了在有无推力矢量情况下，双喉道喷管的主流落压比(Nozzle pressure ratio,NPR)和二次流流量对喷管的气动性能与内部流动特性的影响。研究结果表明，在无推力矢量状态下，双喉道喷管在落压比NPR=3.0~4.0之间具有最优的推力系数和流量系数，分别为0.974和0.935。在有推力矢量状态下，双喉道喷管在NPR=4.0时具有最优的推力矢量角和推力系数，其推力矢量角最高为16.1°。当二次流流量为4时，推力矢量角为14.6°，推力系数为0.95。随着二次流流量的增加，双喉道喷管的推力矢量角逐渐增加，但是当增加到一定值之后，推力矢量角会逐渐减小。在相同的二次流流量下，随着主喷管落压比的增加，推力矢量角和推力矢量效率逐渐降低。随着主喷管落压比的增加，双喉道喷管的推力系数逐渐升高，在NPR=4.0达到最大值后逐渐降低。流量系数随着主喷管落压比的增加逐渐增大，但是在NPR=4.0以后，流量系数的变化趋于稳定。     

定几何混压式轴对称超声速进气道的稳定性实验

对一种定几何混压式轴对称超声速进气道的稳定性进行了风洞实验研究,得到了不同状态下进气道的纹影图片、沿程静压分布以及进气道性能随出口马赫数的变化曲线,并进行了分析。结果表明:在超临界工作范围内,随着反压提高结尾激波系前移,进气道出口马赫数下降,总压恢复系数升高,而流量系数保持不变。当工作马赫数大于封口马赫数时,本研究中的混压式进气道亚临界工作状态存在稳定状态,而当马赫数低于封口马赫数时,进气道亚临界状态不稳定。     

近轴对称内收缩流场中的激波干扰

针对高超声速三维内转式进气道中的复杂曲面激波干扰问题，提炼出不同来流迎角下的内收缩直锥流场，采用激波风洞实验观测结合数值模拟的方法，高效揭示小幅偏离轴对称状态时，内收缩直锥流场中的激波汇聚效应及干扰机理。结果表明:在轴对称情况下，即使内收缩直锥的前缘压缩角很小，由于汇聚效应，激波逐渐增强，在轴线上必然发生马赫反射并形成马赫盘，继而终止了激波的进一步汇聚增强；而在来流有迎角情况下，流场小幅度偏离轴对称后，表现出复杂的三维特征；沿流向迎风侧激波的汇聚增强比背风侧更快，在对称面上迎风侧和背风侧激波干扰的位置偏离轴线，并且可以发生规则反射；在对称面发生规则反射的情况下，激波反射后局部能够达到的压力比发生马赫反射的情况下马赫盘后的压力更高；随着内收缩直锥前缘压缩角的增大，对称面上发生规则反射时的临界迎角也呈现增大趋势。     

一种小长高比组合发动机喷管气动设计及性能分析

在强几何约束条件下，对一种Ma=0~6.0的小长高比组合发动机喷管气动设计开展了初步研究。采用特征线法设计程序开展了喷管型线设计，并对设计点马赫数选取、三维侧向膨胀角、喷管双通道相对位置对喷管气动性能的影响开展了研究，给出了兼顾空间有效利用与喷管气动性能的喷管气动设计方案。数值模拟结果显示:降低设计点马赫数可以改善组合发动机喷管在低马赫数飞行时的性能，避免喷管出现严重过膨胀；喷管保持出口高度不变时，随着侧向膨胀角的増大，其高马赫数气动性能较优，而低马赫数气动性能下降严重。涡轮/冲压发动机喷管出口相对位置对并联布局组合发动机喷管转级点气动性能影响较大，且存在一个最佳位置布局，使得转级点达到最优的推力性能。获得的组合发动机喷管在设计马赫数下的推力系数约为0.920，模态转换过程流场平稳过渡，推力系数不低于0.918。     

发动机进气道天然气/空气混合流场的纹影显示

研究天然气/空气在发动机进气道中的混合特征以及喷射压力、流速和喷嘴布置对混合效果的影响.采用抽吸式风洞进行实验研究.进气流量由矩形通道中的喉道(声速面)控制.采用纹影对天然气/空气流场进行光学显示,得到了不同喷射压力、喉道高度和喷嘴布置(单列6喷嘴和3列18喷嘴)条件下的流场纹影照片.结果表明对指定喷射压力、喷嘴布置压力工况,当喉道高度为7.1mm,节流阀角度小于64.87°,天然气/空气混合流场与节流阀开度无关;当喉道高度为16.4mm,节流阀角度小于51.38°,天然气/空气混合流场也与节流阀开度无关.喷射压力和喷孔数决定着天然气的流量.尽管支架会引起流动阻力,影响进气效率,但支架喷射的混合效果要比壁面喷射的效果好.天然气流量由喷射压力和喷孔数决定,未观察到天然气向支板上游的气流中扩散.     

基于推力矢量控制的气体二次喷射混合流场实验研究

介绍用于固体火箭发动机推力矢量控制的气体二次喷射实验装置及实验方法;研究了气体二次喷射中喷射位置、喷射角度、喷射孔形状、喷射马赫数、喷射流量等诸多参数对混合流场弓形激波的影响;并对实测的弓形激波半径与激波理论分析方法求得的激波半径进行了比较,二者激波斜率基本一致。     

发动机三喷管流场和红外辐射特征数值研究

对火箭发动机三喷管喷流场和红外辐射特性进行了数值模拟,得到了三股燃气射流在射流起始段互相作用而产生的复杂流场特征。当射流喷出后,由于压力高于背压,气流发生膨胀,射流边界向内收缩,同时会产生压缩波以抑制因压力降低而产生过膨胀现象的出现;压缩波扩展并增强为激波,随下游距离增加,膨胀波及压缩波区的尺寸和波强不断削弱。一旦射流发展至下游26倍助推级发动机排气喷管直径处,三股射流将合并成为一股射流而继续发展。三喷管排气喷流的红外辐射强度空间分布与单喷管喷流的红外辐射空间分布基本一致,但三喷管的排气喷流和内腔的总体红外辐射在水平面和铅垂面上的空间分布存在显著的差异。     

激光多普勒测速方法研究超声速冲击射流

在超声速射流噪声的产生中 ,喷嘴出口的激波栅格结构有关键的作用 ,激波栅格的间距是推测激波噪声基频的基本参数。应用激光多普勒测速方法对收缩喷嘴欠膨胀射流垂直冲击平板的流场进行了测量 ,获取了射流轴线上的速度分布。从该轴线速度的起伏推算出自由射流段的激波栅格间距与前人用接触测量方法得到的经验公式基本一致 ,但是比该经验公式值低 5 %以上 ,表明由该接触测量所得的经验公式描述的激波栅格间距可能大于实际的激波间距。     

新型高超声速进气道边界层人工转捩方法研究

为确保高超声速进气道的安全工作,其压缩面边界层在进入其内流道前必须完成转捩。针对高超声速进气道边界层转捩需要,依据二维高超声速边界层转捩机理,尝试了一种新型低阻高效的边界层人工转捩方法,在FD-07风洞中开展了试验验证。试验中首先通过进气道对称面压力分布和激波纹影获得进气道的自起动情况,进而推断进气道入口前的边界层转捩情况。试验包括进气道前体边界层自然转捩和人工转捩,试验结果表明在Ma=5、6,迎角α=0°来流条件下,使用同一波长的人工转捩带可以成功实现进气道边界层转捩,验证了基于线性稳定性理论设计的人工转捩带在宽马赫数范围的适用性。     

Model for Asymmetry of Shock/Boundary Layer Interactions in Nozzle Flows

The reason for the asymmetry phenomenon of shock/boundary layer interactions(SBLI)in a completely symmetric nozzle with symmetric flow conditions is still an open question.A model for the asymmetry of nozzle flows was proposed based on the properties of fluid entrainment in the mixing layer and momentum conservation.The asymmetry model is deduced based on the nozzle flow with restricted shock separation,and is still applicable for free shock separation.Flow deflection angle at nozzle exit is deduced from this model.Steady numerical simulations are conducted to model the asymmetry of the SBLIs in a planar convergent-divergent nozzle tested by previous researchers.The obtained values of deflection angle based on the numerical results of forced symmetric nozzle flows can judge the asymmetry of flows in a nozzle at some operations.It shows that the entrainment of shear layer on the separation induced by SBLTs is one of the reasons for the asymmetry in the confined SBLIs.