单边膨胀喷管试验和数值模拟

在落压比为4～60范围内,对两种不同膨胀型面的高速二元单边膨胀喷管模型试验件(SERN 1和SERN 2)进行了试验研究,获得了壁面静压分布和纹影照片.用三维数值计算得到了喷管性能参数,丰富了流场信息.试验和数值模拟结果表明:下腹板出口气流处于深度过膨胀状态时,喷管内部激波/边界层相互干扰并存在4～5道斜激波,而且SE...     

过膨胀单边膨胀喷管试验和数值模拟

在低落压比4~10下,对高速二维单边膨胀喷管模型试验件的壁面静压分布进行了试验研究,模拟气体为高压空气;用三维数值计算得到了喷管性能参数,丰富了流场信息。试验和数值模拟结果表明,处于深度过膨胀状态下的单边膨胀喷管内部出现了自由激波、分离激波、两种激波相交及相互影响、自由激波分离和激波诱导分离等复杂现象;上膨胀面大面积的气流分离而形成的低压区使喷管轴向推力系数Cfa仅为0.78~0.87;此外,推力矢量角pδ为18°~25°,这对飞行器的配平和控制面操作带来一定的困难。     

单边膨胀喷管气动和红外辐射特性数值研究

通过计算流体动力学/红外辐射(CFD/IR)数值模拟的方法,研究了单膨胀边倾角、喉道高度、侧壁长度和落压比(NPR)对单边膨胀喷管(SERN)气动性能和红外辐射特性的影响.研究结果表明:轴向推力系数随着单膨胀边倾斜角度增大而急剧减小,推力矢量角随着单膨胀边倾斜角度增大而增大;随着喷管落压比的增大,轴向推力系数先增大后减小,推力矢量角减小;随着喷管侧壁长度的增加,轴向推力系数可略微提高;单膨胀边对尾焰和喷管内壁有显著的遮挡作用,喷管下方的整体红外辐射仅为上方的10%左右;随着喷管落压比的增加,喷管上方的整体红外辐射降低.      

单边膨胀喷管红外辐射特性的数值模拟

 通过计算流体力学/红外辐射(CFD/IR) 数值模拟的方法,研究了单边膨胀喷管(SERN)膨胀边开缝、膨胀边倾斜角度和喷管收敛通道面积比这3个结构参数对单边膨胀喷管气动性能和红外辐射特性的影响规律。模拟结果表明：单膨胀边上开缝后,红外辐射强度有较为显著的下降,气动性能也得到改善;其中, xOz 坐标平面尾焰红外辐射强度峰值下降26.4%, yOz 坐标平面尾焰红外辐射强度峰值下降25.2%,单膨胀边壁面平均温度从643 K下降到335 K左右;单膨胀边倾斜角度增大,使得喷管推力矢量角增大,轴向推力系数减小,对高温内壁面和喷管尾焰的遮挡效果减弱;收敛通道面积比的增大使喷管红外辐射强度降低的同时,也使喷管的推力相应减小。     

基于控制壁面压力分布的分级单边膨胀喷管设计及试验验证

提出了基于控制壁面压力分布的分级单边膨胀喷管(SERN)设计思想.在强几何限制条件下,设计了一个基准模型A,与采用分级膨胀思想设计的模型B进行对比.然后,对模型B喷管进行缩比进行了冷流试验,试验与数值模拟结果吻合良好,说明数值模拟结果可靠.模型A与模型B数值模拟的对比结果表明,模型B喷管在推力性能下降很少的前提下,冷热态俯仰力矩差较模型A下降了44.6％,有效减小了飞行器的配平难度,验证了该设计思想的正确性.     

膨胀边开槽对单边膨胀喷管性能影响的数值研究

为了得到高气动性能和低红外辐射的单边膨胀喷管(SERN)结构,通过CFD/IR数值模拟的方法,研究了单膨胀边开槽率、开槽角度和落压比(NPR)对单边膨胀喷管气动性能和红外辐射特性的影响。研究结果表明:在低落压比下,单膨胀边开槽形成的气动边界改善喷管气动性能;在高落压比下,扩张段内的热排气倒灌入上游的狭槽内,反而降低了喷管气动性能;随开槽角度增加喷管轴向推力系数减小;单膨胀边开槽后喷管红外辐射强度大幅度降低,最高降幅在XOY平面0°方向达90%;随开槽率增加红外辐射强度减小,而开槽角度对喷管红外辐射强度几乎没影响。     

单边膨胀喷管膨胀型面的非线性缩短设计

对单边膨胀喷管(SERN)型面进行非线性缩短设计,采用CFD技术分析了非线性缩短SERN性能。与理想喷管、线性缩短理想喷管性能对比发现:非线性缩短理想喷管的推力性能优于直接线性缩短理想喷管;NPR较大范围内,较理想喷管推力性能下降很小,最好时不足0.04%。非线性缩短SERN设计方法应用于截短理想喷管并与RAO喷管推力性能对比发现:完全膨胀时推力性能较RAO喷管只低0.7%;严重过膨胀状态NPR=40时,推力性能较RAO喷管高15.6%。     

单边膨胀矢量喷管气动和红外特性研究

在实验数据验证的基础上,通过计算流体力学/红外辐射(CFD/IR)综合的方法,对不同落压比、不同几何矢量角下的单边膨胀喷管(SERN)进行分析。研究结果表明:喷管无几何矢量动作下,低落压比下的单膨胀边上过度膨胀是造成喷管推力性能急剧下降的原因;喷管在负矢量角下,过度膨胀加剧,推力性能降低;随着喷管几何矢量角绝对值的增加,矢量推力增加,但推力系数减小,喷管几何矢量角在±25°、喷管落压比在3~6的研究范围内,喷管推力系数最低为0.88左右,最高达0.98;喷管几何矢量角为5°时,喷流红外辐射强度最大,喷管矢量角偏离5°的程度越大,尾焰红外辐射强度越低,但是空间分布规律不变。随着喷管几何矢量角的改变,喷管整体红外辐射强度的空间分布规律发生改变,几何矢量角为负时,辐射强度值大的探测角度向下方移动,几何矢量角为正时,喷管整体红外辐射较强的位置分布在上方,由单膨胀边高温壁面以及喷管内腔的可视面积决定。     

单边膨胀喷管几何参数对内特性和流场的影响

采用三维数值模拟方法研究了单边膨胀喷管(SERN)主要几何参数对其内特性和流场的影响,计算结果表明:侧壁的延伸对SERN的轴向推力系数Cfa是有益的,但过大的侧壁浸湿面积会产生大的摩擦损失从而使推力性能下降;其中部分封闭侧壁的性能要略微高于全封闭式侧壁,而相比于短侧壁,其Cfa的优势在2％左右;此外,侧壁的延伸可以有效降低设计点的推力矢量角δp;长的曲壁模型拥有高Cfa的同时其δp处于较低的水平,在设计点条件下,最高Cfa可达0.983,这与传统的轴对称喷管和二元收扩喷管相差不大;在高落压比条件下,大的喷管喉道宽高比可以有效降低气流展向膨胀损失从而具有高的Cfa和低的δp,而且其优势随NPR的增大而增加.     

基于Kriging代理模型的单边膨胀喷管尾缘切角优化

在设计点落压比25和非设计点落压比15条件下,对单边膨胀喷管（SERN）不同尾缘切角模型进行了三维数值模拟,并采用Kriging代理模型以SERN轴向推力系数为目标,对尾缘切角进行多目标优化。研究结果表明:尾缘切角会影响SERN后气体的膨胀,增强流动的三维效应,恰当的尾缘切角会使SERN后气体更充分膨胀,有利于提高SERN的轴向推力系数,改善SERN的性能;通过优化,SERN的轴向推力系数由0.94达到了0.975以上,比优化之前提高了约5%,基于Kriging代理模型的SERN优化方法是有效的。      

基于DOE优化湍流模型的SERN分离点预测数值模拟与实验验证

在SERN(Simple expansion ramp nozzle)中,流动分离现象伴随着激波/边界层相互干扰、强剪切层、强激波等复杂的流动现象,导致通用的计算流体力学软件对SERN中分离点、分离区和再附点的计算精度不能满足工程需要。为了提高SERN中分离点的计算精度,基于Allamaprabhu等的研究成果,针对Menter的SST(Shear stress transport)模型,将修改湍流模型经验参数的方法运用到SERN分离流动的预测中,并利用试验设计(Design of experiment,DOE)优化方法得到了经验参数的最优组合,使计算和实验的无量纲分离点和无量纲分离点压力的误差分别降至1.99%,4.38%,压力分布均方根误差降至7.83%。     

并联TBCC排气系统流场结构数值模拟及实验研究

为探索并联TBCC排气系统在宽马赫数飞行范围内的性能变化规律,针对某TBCC排气系统构型开展了飞行包线内的数值模拟分析。为验证数值模拟方法的可靠性,对该实验模型完成了典型工作点静特性风洞实验,获得了相应的流场结构和壁面压力分布规律,并将实验结果与数值模拟结果进行了对比。研究结果表明:并联TBCC排气系统双通道气流在涡轮下壁面出口处发生严重干扰导致出口流场复杂。优化设计TBCC排气喷管,有利于降低气流干扰对整个排气系统流场结构和推力性能的影响;飞行包线内,排气系统总的推力系数均高于0.9。气流大面积分离导致冲压发动机低马赫数时性能较低,但其对排气系统整体的推力性能影响很小;数值模拟得到的壁面沿程压力分布、流场波系结构等均与实验结果非常吻合,因此,数值计算结果用来评价TBCC排气系统性能的可靠性得到实验验证。     

重载自润滑推力轴承摩擦性能的数值模拟与验证

使用ANSYS软件对重载条件下服役的自润滑推力轴承进行了摩擦性能模拟,并对计算进行了地面试验验证和研究。结果表明:小于0.4 mm厚的自润滑轴衬有利于减少轴承接触面的应力,降低摩擦因数,减少轴衬的厚度,提高轴衬材料的压缩强度、热导率等有利于降低轴衬材料的工作温度,提高轴衬的使用寿命。Nomex/PTFE复合自润滑材料的摩擦因数随载荷的增加而稳定降低,在145 MPa的重载荷下出现0.017极低摩擦因数。     

射流控制反推力装置流场数值研究

针对涵道比为8的涡扇发动机无阻流门叶栅式反推装置,利用CFD技术,计算分析了二次射流孔的位置、角度、孔数以及流量对反推力性能和外涵通道内流场流动特征的影响。计算结果表明:外涵流体与二次射流相互作用后,在二次射流下游产生了一个主涡和副涡,阻碍外涵气体向下游流动;射流孔位置对涡扇发动机的影响不仅体现在反推力效率,而且影响上游风扇后的气体压力不均匀度和背压;二次流射流角度对反推力性能的影响在诸多影响因素中占主导地位,存在一个最佳射流角度;二次流质量流量增加,反推力效率呈增加趋势;二次流入射孔的个数关系到相邻入射气流在周向的覆盖程度,从而影响反推效率;二次流射流位置、角度以及流量对反推性能的影响是相互耦合的,在反推力装置设计时需要综合考虑三者间的相互影响;在研究参数范围内,最佳的射流孔位置范围L=110mm~150mm,最佳射流角度α在10°~20°范围内。     

指尖密封泄漏特性数值计算与试验研究

为了研究不同压差和转速下指尖密封的泄漏特性,建立了CFD多孔介质数值计算模型,计算分析了某型航空发动机指尖密封泄漏特性。为有效验证数值计算模型的有效性,进行了一定压差、转速工况下指尖密封泄漏特性试验。针对压差和转子离心膨胀导致的多孔介质参数改变,根据试验结果对计算方法进行了分析,引入了压差修正系数C_k和离心膨胀修正系数k,并对修正系数进行了确定及验证。结果表明,未引入压差修正系数C_k和离心膨胀修正系数k时,计算得到的指尖密封泄漏特性与试验值会随着压差和转速的增加而偏离;引入压差修正系数C_k和离心膨胀修正系数k后,计算结果与试验值一致,未随着压差和转速的增加而偏离,最大偏差小于11%,平均偏差小于6%。     

固体燃料冲压发动机内旁路分气流场数值模拟

为了调节固体燃料冲压发动机推力,提出了一种内旁路分气结构型式,采用数值模拟方法对该结构的流场进行了分析。研究发现,可以通过改变旁路进气量调节发动机推力,而且旁路进气使补燃室头部出现对称旋涡,对增强燃烧较为有利。内旁路分气结构不需要采用后置旁侧进气道,可有效减小导弹体积、质量与阻力,在中小型发动机上具有较好的应用前景。     

基于推阻平衡的喷管型面截短方法研究及试验验证

出于减小喷管壁面摩擦损失的考虑以及发动机的整体布局的受制,传统推力喷管设计方法得到的理想喷管通常需要进行适当截短。合理的截短方法有助于保持喷管性能,因此,通过壁面单元受力分析并考虑单元体内的推力与阻力关系,提出了一种推阻平衡的喷管截短设计方法。使用上述方法对一个三次曲线型面的三维原始完全膨胀喷管进行截短,使喷管长度减小25%,重量减小34%。通过风洞试验与数值模拟结果对比发现,截短后的喷管推力系数提高1.5%,升力也得到有效提高,验证了此种截短方法的正确性。截短后喷管处于欠膨胀状态,与理论分析得到的最大静推力状态结果相符。     

一次调节通道流阻特性的数值模拟

为了研究冷却剂在层板发汗冷却推力室一次调节通道中的流动特性，引入了粗糙粘度μR的概念及其计算式，用有效粘度μ1,eff代替分子粘度μ，导出了冷却剂在一次调节通道中层流流动的N—S方程并对其进行了数值求解。计算结果表明，利用μ1,eff＝μR μ代数模型计算得到的流动结果与试验数据吻合较好，说明冷却剂在Dh≈0．16mm--18mm的一次调节通道中层流流动时，可不计微小尺度的效应，但应考虑壁面粗糙度对流动的影响。     

单边膨胀尾喷管下壁面型线优化设计及实验研究

基于Isight优化平台,将多目标遗传算法与CFD计算相结合,针对超燃冲压发动机非对称尾喷管冷/热态俯仰力矩差较大的问题,对下壁面为三次曲线的尾喷管构型进行多目标优化,分析了初始膨胀角和尾缘角的相互耦合及其对喷管性能影响所占比重。结果表明,设计区间内,下壁面三次曲线构型在保持较高推力特性的前提下,可以大范围调整喷管俯仰力矩,显著改善喷管冷/热态俯仰力矩差较大的问题。在此基础上,选取优化所得点进行冷流缩比风洞实验,根据实验条件进行了相应的数值模拟,对比发现数值模拟与实验结果吻合很好,验证了该优化设计方法及结果的有效性和可靠性。