粉末气溶胶抑制热喷流红外辐射数值模拟

利用Mie理论计算获得有关气溶胶颗粒的散射特性参数,采用Fluent软件数值模拟研究粉末气溶胶环热喷流喷射对其红外辐射传输的影响特性.探讨了颗粒粒径、气溶胶喷射量、喷射速度、喷射角度对红外辐射抑制特性(3～5 μm)的影响规律.计算范围内显示:气溶胶颗粒粒径对红外辐射抑制的影响显著;热喷流外保持具有一定浓度、厚度的气溶胶层是提高红外抑制效果的有效途径.     

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。     

热喷流红外辐射特性的测试实验研究

以模型实验方法对热喷流的红外辐射特性进行了测试实验研究．着重介绍了以通用红外仪器组成的红外探测系统，对热喷流的红外辐射进行实验的测试方法和实测结果。得出了热喷流的红外辐射能的空间分布，热喷流的红外辐射光谱，热喷流辐射能按波段分布比例以及二元喷管与圆喷管的热喷流辐射特征比较等一系列测试结果。测试实验结果表明，测试系统和测试方法是有效的，由实测数据进行综合分析，得出了有意义的结果，并与理论分析相吻合。本文为热喷流的红外辐射特性测试，提供了一种可供借鉴的探测系统和测试技术。     

过氧化氢-煤油火箭发动机喷流红外辐射亮度的精确测量

姿轨控火箭发动机喷流红外辐射特性的定量测量，是飞行器突防效能研究以及喷流流场数值模拟计算模型验证中的一个关键环节。为定量研究火箭发动机喷流红外辐射场分布，对某型过氧化氢-煤油小火箭发动机进行了喷流红外辐射特性测量实验。使用的制冷型中波红外相机波段为3.7~4.8 μm，该相机探测阵元平均噪声等效温差为16 mK，输出16 bits信号，具有高灵敏度和大动态范围。通过对红外相机的黑体辐射定标，并对定标误差进行分析，反演所测灰度值图像，在与喷流垂直方向得到中波红外波段的喷流辐射亮度分布。测量结果表明，小火箭发动机喷流中马赫盘结构位置清晰，喷流在中波红外波段的峰值辐射亮度为184 W/（m2·sr），辐射测量精度为12 W/（m2·sr）。     

高速风洞一体形式的喷流影响试验技术研究

详细介绍了FL-3风洞一体形式的喷流影响风洞试验技术，该技术区别于分离形式的喷流影响试验技术，利用波纹管实现了飞行器模型与喷管的一体化设计。天平同时测量模型外部气动力和喷管推力，避免了分离形式喷流影响试验技术存在的喷管几何不完全相似、模型与喷管易碰触、腔压难以准确修正等问题。对一体形式喷流影响试验技术的相似参数、试验原理、波纹管技术等进行了系统介绍，地面调试及风洞试验表明:一体形式的喷流影响试验技术可以获得不同落压比和不同矢量喷流对飞行器的喷流影响量，在经过进一步细节优化后，将形成成熟的试验能力，并依据该技术可以发展喷管性能风洞试验技术、一体形式的推力矢量风洞试验技术等。     

组合小翼和翼梢喷流对翼尖涡的影响实验研究

对翼梢组合小翼构型和翼梢喷流控制翼尖涡进行了实验研究，在此基础上，提出组合小翼与翼梢喷流联合控制翼尖涡的方法，并对翼尖涡的控制效果进行了实验研究。实验在一低速直流式风洞中进行，基本模型为NACA0015二元截尖翼型，基于弦长和自由来流速度定义的雷诺数Re＝5．3×104，喷流系数（喷流与自由来流的动量比）Cμ＝0．017。研究结果表明：组合小翼构型能有效破碎主涡，改善翼尖部位的局部流动，并使最大升力系数提高12．3％；喷流可加剧涡核摆动，控制涡核位置，对翼尖涡的初始生成有一定的抑制作用；2种组合构型均达到了较好的翼尖涡控制效果，其中，喷流加强了组合小翼产生的同向涡之间的相互作用。在X／C＝3时，瞬态涡量峰值的平均值相比单独用“＋0－”构型控制时减小37％，比没有任何控制时减小79％。组合构型的控制效果取决于喷流控制能否促使翼尖涡主涡与小涡涡系尽早、尽快地相互作用以及主涡涡核的偏移方向。     

高速喷流干扰及控制技术研究

在高速风洞中对单喷模型喷流干扰和二次引射实现推力转向进行了试验研究,试验马赫数为0.6和0.8。结果表明:亚、跨声速喷流对气动特性起到积极作用;引入二次流可以实现喷流偏转,但是会带来一定的推力损失。     

矩形喷管内外喷流流场的数值模拟

基于 Ｆｒａｖｅ 平均的 Ｎ Ｓ方程和 Ｂ／ Ｌ 湍流模型，采用了 Ｊａｍ ｅｓｏｎ 格式和 Ｍ Ｕ Ｓ Ｃ Ｌ 格式，对外流在亚声、超声和零 Ｍ ａｃｈ 数三种状态时矩形喷管的喷流流场进行了数值模拟，探讨了内外喷流及喷管内的流动特征，并与实验数据进行了比较，计算结果与实验结果吻合较好，验证了计算所使用的 Ｎ Ａ Ｐ Ａ 软件的可靠性，从而为用计算流体力学的方法模拟具有两股来流的三维湍流流场提供了一种有效的手段。     

三维高超声速底部喷流干扰流场数值模拟与试验研究

通过数值模拟和风洞试验两种手段对来流马赫数M∞=4、喷流压比Pj/P∞=156.8、不同迎角下的三维高超声速底部喷流干扰流场进行了研究。研究结果表明超声速底部喷流干扰流场结构复杂,有、无喷流时底部流场有很大不同,对气动力系数影响显著;在大喷流压比情况下,喷流干扰使导弹纵向气动力系数下降、压心前移。最后,对数值模拟与风洞试验在结果上的差异进行了分析。     

双S弯二元排气系统遮挡偏距比对壁温与红外辐射影响的试验研究

为了探究不同遮挡偏距比双S弯排气系统的红外特性，试验研究了遮挡偏距比为55%和100%的双S弯二元排气系统的壁面温度分布和红外辐射特性，并与相应的基准轴对称排气系统进行了对比分析。结果表明：S弯喷管壁温整体要比基准轴对称喷管高约25%，第一S弯下游的上壁面附近存在局部高温区，提高S弯喷管遮挡偏距比后，温度梯度加剧，热应力集中。与基准轴对称排气系统相比，55%和100%遮挡偏距比双S弯二元排气系统均具有突出的红外抑制效果，正尾向（α=0°）红外辐射强度分别降低77.7%和79.3%。从温度和红外辐射强度综合评价，遮挡偏距比并非全遮挡最好，遮挡偏距比从55%提高到100%后，仅能有效抑制上方探测面α=5°和10°的红外辐射，而基本不会改变尾向其他探测方向的红外辐射，在工程设计时应权衡优化损失。     

椭圆截面喷管排气辐射热流数值分析

本文对直升机红外抑制器椭圆截面喷管排气的辐射热流进行数值分析,并预估排气温度分布速度和燃气成分分布对辐射热流的影响。为了正确计算辐射热流,本文采用六热流辐射模型来考虑尾焰对周围环境传热的影响。紊流模型采用修正的双方程k—ε模型。由于喷管出口截面为椭圆形,因此排气为三元自由射流,控制方程为抛物型偏微分方程,可采用前进积分求解。计算结果与试验结果基本一致,说明本计算方法是可行的。     

红外抑制器两种缩比模型的对比实验

介绍了红外抑制器两种缩比模型的对比实验。大小两种模型几何相似比为２，燃气流量比为４，在模拟真实涡轮轴发动机排气条件下，证明其降温能力和红外抑制效果是相同的。文中对红外抑制器对比试验控制参数，混合管壁面温度及红外辐射强度都列表进行比较，从而说明这种红外抑制器模型，如果放大尺寸比例应用于涡轮辆发动机上，也会收到同样的效果。     

高压水射流结构的红外热像特征

对高压水射流进行了红外探测,提取了射流红外辐射温度的二维与三维特征,研究了湍射流的涡旋结构、射流分段结构及其时间演化特征.结果表明:射流大尺度涡结构呈现不规则的椭圆形,随着射流雷诺数增大,涡的尺度也不断增大;拟序结构中配对的大涡并非严格对称,其强度不同、涡的精细结构也不同;大涡可由尺度、强度、旋向不同的子涡组成;射流初始段的红外辐射温度呈线性分布、主体段呈随机分布、过渡段呈出突变的特点.     

模型表面温度对光电特性影响的实验研究

对在JF-10氢氧爆轰驱动高焙激波风洞中开展烧蚀材料模型表面温度对光电特性影响的实验方法进行了探索.风洞实验状态的驻室总压约为20MPa,驻室总温约为6000K,自由流速度约为4km/s.实验以锑化铟多单元红外成像系统与电离列阵测试装置为测量手段,用以烧蚀材料为头部的球头钝锥体模型,实验测量激波层中红外辐射的横向剖面分布和壁面附近电离密度的剖面分布,并在烧蚀材料加热和不加热两种情况下进行了对比实验.实验结果表明:烧蚀材料的加热加强了模型头部激波层中的红外辐射,同时也增大了模型表面的电子密度.     

圆排波瓣圆柱混合管的气动特性实验研究

建立了实验装置，对圆排波瓣喷管与８只圆柱混合管相配合，进行了冷热态实验。得出了它们引射混合的引射流量比随主次流温度比、混合管截面比、次流进口截面比的变化关系曲线。另外，还对不同温度下修正流量比的温度指数进行了研究，得出圆排波瓣圆柱混合管引射混合器的修正流量比温度指数ｎ＝０．４。     

乙烯高速射流点火过程试验研究

为了研究超燃冲压发动机燃烧室流动状态下的富燃燃气点火过程，设计建立了一套用于研究高速乙烯射流在富燃燃气中点火过程的高温同轴射流试验装置。试验研究了伴流当量比1.4和1.6，乙烯射流喷注压力2×105Pa和3×105Pa参数下的点火过程，试验过程中乙烯射流均能实现稳定燃烧。结合高速摄像机和后处理分析点火过程发现:（1）乙烯高速射流在富燃燃气中的点火过程主要分为4个阶段:（a）主流和伴流掺混；（b）主流和空气发生剧烈化学反应；（c）火焰在下游发生局部熄火；（d）火焰达到稳定状态。（2）伴流当量比1.4比伴流当量比1.6更有利于高速流动下的点火。（3）乙烯射流速度的增大会导致不充分燃烧，火焰亮度变弱。     

燃气二次喷射对推力矢量控制发动机内流场的影响

采用准一维非定常N-S方程对固体火箭发动机燃气二次喷射推力矢量控制过程进行数值仿真,研究燃气引出和燃气二次喷射对发动机燃烧室及喷管内流场的影响。重点研究了燃气引出对燃烧室压强波动的影响并对其形成机理进行了初步分析。结果表明,燃气二次喷射推力矢量控制工作过程中,燃烧室压强波动很大,速度在一定程度上脉动,温度基本上不受影响。由于高温高速二次燃气的加入,喷管扩散段二次喷射孔附近及其下游喷管内压强、速度和温度有明显的变化。