六单元圆转方塞式喷管冷流试验与分析

对六单元圆转方塞式喷管的性能以及内喷管间隙与塞锥侧板的影响情况进行了冷流试验,利用纹影显示技术得到了地面、中空和高空三种工作高度下的流场结构。结合塞锥表面压强的计算结果和试验效率曲线,分析了内喷管单元间隙和塞锥侧板对性能的影响,单元之间有间隙和无塞锥侧板均会一定程度地降低喷管性能。结果表明,从地面到高空,六单元圆转方塞式喷管试验模型具有一定的高度补偿能力,其中无单元间隙有塞锥侧板的模型的推力系数效率在0.90~0.95之间变化。但设计高度下的效率低于理论预期值,其性能损失主要是圆转方内喷管型面、塞锥截短、多单元出口激波、底部不封闭等原因造成的。     

多单元圆转方塞式喷管的性能计算和分析

采用NND差分格式求解三维平均雷诺N-S方程的数值方法, 对多单元圆转方塞式喷管的性能进行了计算.首先比较了钟型喷管、二维喷管、圆转方喷管、方形喉部方形出口喷管的流动特点和性能, 然后研究了转方位置、转方后型面和出口圆角对圆转方内喷管性能的影响以及圆转方结构型式、内喷管倾角、塞锥型面变化对塞式喷管性能的影响, 并且给出了具有较高性能的多单元圆转方塞式喷管设计方案.研究结论对于多单元圆转方塞式喷管的优化设计有一定的参考作用.      

考虑导热对流和辐射作用的轴对称收扩喷管壁温计算

基于N-S方程求解了包括引射流、加力燃烧室在内的轴对称收扩喷管内外流一体化的流场,建立了考虑导热、对流换热和辐射换热作用的轴对称收扩喷管各层壁温分布的计算模型,包括隔热屏、喷管简体、外调节片三层结构.对某航空发动机进行了多工况计算,燃气的物性随压力、温度和油气比的变化采用了一系列精度较高的计算公式和计算方法.计算结果表明:基于密度求解器求解包含引射流在内的轴对称收扩喷管内外流一体化的跨声速流场是成功的.隔热屏和收扩喷管筒体沿流向温度逐渐升高,喷管筒体壁温在喉部达到最大,在扩张段逐渐降低;收扩喷管外调节片壁温与收扩喷管简体的壁温变化规律相同,但是壁温最大值则位于喉部前某一位置.计算结果与经过试验验证程序的结果符合良好.      

超声速/高超声速双拐点喷管设计

为实现直连式试验台、高温风洞等试验设备的多马赫数运行,提出了双拐点喷管设计方法.喷管分2段设计,第1段共用,采用3次B-Spline函数描述喷管轴线马赫数分布.首先采用特征线方法求解Euler方程,得到无黏的理想喷管型面.其次采用参考温度方法求解边界层位移厚度,对无黏壁面进行修正得到实际壁面.共用段喷管出口的平行均匀流作为第2段喷管设计的初值.为验证设计方法的可行性,设计了中间马赫数为3.0,出口马赫数分别为4.0,4.5和5.0的双拐点喷管,并采用雷诺平均的Navier-Stokes方程对设计的喷管流场进行数值模拟.计算结果表明:喷管出口流场均匀,试验菱形区的马赫数误差小于1.2%.该方法提高了喷管设计精度,保证消波干净,为直连式试验台、高温风洞等设备的多个喷管共用一套动力系统提供了基础.      

轴对称喷管与圆转方喷管冷却换热特性的比较

为了解和比较轴对称喷管与圆转方喷管不同的再生冷却换热特性,分别对轴对称喷管(推力室)与圆转方喷管(推力室)建立计算模型,通过数值模拟的方法重点研究和比较了轴对称喷管与圆转方喷管的流场、壁面热流密度和温度分布、冷却剂温升和冷却通道压降等换热特性.计算结果表明:圆转方喷管由于型面不连续,在转方位置后壁面出现了温度和热流密度的峰值,从而导致沿周向壁面温度和热流密度的分布也不均匀.      

固体火箭发动机内流场分区耦合数值计算

采用分区耦合方法计算固体火箭轴对称燃烧室与喷管流场。对于低速的燃烧室流场，选用不可压流的Ｎ－Ｓ方程描述并用ＳＩＭＰＬＥＣ方法数值求解；对于高Ｒｅ数的喷管流场，则采用Ｅｕ－ｌｅｒ方程描述并用ＳＣＭ方法求解。计算时用燃烧室出流为喷管流场提供入口参数，同时用喷管流场压强分布反馈影响燃烧室流动状况。对耦合边界条件处理方法进行了探讨。对典型的侧壁加质燃烧室与喷管流场进行了计算，计算结果揭示了单独喷管流场计算难以反映的喷管收敛段近壁区的低速区域，与已有的燃烧室流场实验结果一致并反映了燃烧室与喷管流场之间的联系，较好地模拟了流动中的物理现象。     

N2O/HTPB固液火箭发动机喷管两相流计算

利用二维轴对称N-S方程对选用氧化亚氮/丁羟基燃料推进剂的固液混合火箭发动机的喷管两相流进行了计算.计算采用MacCormack时间推进预报校正二步格式,采用了Baldwin-Lomax代数湍流模型和两相平衡流模型.计算了三种氧燃比下4个不同喷管的喷管流场参数,并计算了喷管性能,通过比较两相流和气相流的计算结果,分析了不同氧燃比和喷管形状对喷管性能的影响,认为固液火箭发动机的性能主要受氧燃比的影响,为固液混合火箭发动机的设计提供了依据.      

膨胀规律可控的轴对称基准流场设计方法

为了提高流线追踪喷管设计方法的灵活性，从推力和力矩两方面考虑，引入特殊中心体，探索了壁面膨胀规律可控的轴对称基准流场设计方法.设计过程中利用特征线理论（MOC）实现了由膨胀规律求解气动壁面的反设计.针对基准流场的主要设计参数，包括膨胀规律、中心体及斜倾角等进行了参数化研究，得到了设计参数对基准流场结构及性能的影响规律.利用该基准流场，设计了矩形截面的流线追踪喷管(导出喷管)，并进行了分析.结果表明:利用特征线理论可以实现膨胀规律到壁面的反设计；在进口参数和落压比一定的条件下，存在一定的膨胀规律使得基准流场的内推力最大；流场的中心体尺度和长度比对推力影响很小，可作为调整导出喷管力矩的设计参数；出口斜倾角增大会导致基准流场的长度减小，同时推力下降明显，设计时应综合考虑.      

激波诱导矢量喷管流场的数值模拟及试验

为研究固体火箭发动机激波诱导矢量控制效率的影响因素,及验证数值模拟方法的准确性,对激波诱导轴对称推力矢量喷管模型进行了壁面测压试验,采用二阶精度Roe格式和k-ωSST两方程湍流模型求解强守恒型Navier-Stokes方程对矢量喷管复杂干扰内流场进行数值模拟。根据试验和数值模拟结果分析了喷管内主流和次流相互作用产生的复杂流场结构,比较了在不同喷管落压比NPR和次主流压力比SPR下喷管壁面静压的分布情况。结果表明,数值计算和试验结果基本吻合,验证了计算方法的准确性;在一定范围内减小喷管落压比,增大次主流压力比可以增大喷管周向壁面静压差,提高喷管的推力矢量偏角。     

半柔壁喷管初步实验研究

为了验证跨超声速风洞半柔壁喷管的气动设计结果,在试验平台上经过对喷管的动调,完成了半柔壁喷管的性能测试研究。得到如下初步结论：所使用的半柔壁喷管气动设计方法有效可行,马赫数调节范围及喷管流场均匀性指标达到设计要求;通过对喷管的动调,喷管第一菱形区的马赫数均方根偏差可降低30％～40％;在风洞吹风过程中,可实现喷管马赫数的连续变化功能,在喷管型面调节速度适当时,试验段流场均匀性指标与喷管固定型面时相当。     

超燃冲压发动机尾喷管进口气流角畸变研究

为探索气流角畸变对超燃冲压发动机尾喷管性能的影响,本文开展了喷管在单一气流角畸变和耦合畸变进口条件下的数值模拟研究。首先简要介绍采用的数值模拟方法,并根据实验结果校核数值方法的有效性。同时为得到准确的数值结果,进行了网格无关性研究。然后,通过数值模拟获取超燃冲压发动机燃烧室出口气流参数,用于研究气流角畸变对喷管性能的影响并讨论了其影响规律。在此基础上,进一步研究了气流角畸变与马赫数畸变相互耦合对喷管气动性能的影响。结果表明,气流角畸变对推力影响很小：推力系数变化仅为0.37%;但对升力和俯仰力矩影响显著,相应增幅分别可达51.84%和12.11%。此外发现气流角畸变和马赫数畸变对喷管气动性能的影响是相互独立的。因此在超燃冲压发动机喷管的相关研究过程中,有必要对气流角畸变加以考虑。另外还需要关注由于气流角畸变导致的喷管升力和俯仰力矩变化对飞行器整体稳定性的影响。     

潜入喷管背壁流场模拟显示

为了研究固体火箭发动机潜入喷管背壁流场的特点,设计了一种冷模拟实验装置.利用引入外加烟雾以及片光照明的显示技术进行背壁区域的流动显示,并用照相机和摄象机记录显示结果.结果表明:在雷诺数较高、潜入度较大和喷管潜入部分型面为凹弧面条件下,背壁区域容易形成旋涡;同时,针对实验条件进行内流场的数值计算,实验和计算结果相比较,二者在定性上具有良好的一致性.     

轴向旋涡强化矩形喷流掺混的机理研究

本文介绍了在低速射流风洞上开展的二维喷管来流带旋涡的模拟实验。通过流场观察，壁面静压和矩形喷流三维流场的测试。     

马赫数连续可变跨声速湿蒸汽风洞的研制

用于跨声速气动测量的探针须从亚声速到超声速范围进行标定。变质量槽式喷管通过扩张段壁面上槽缝流出部分气流的自适应特性可在不同背压下得到不同出口马赫数,从而使标定气动探针的风洞实现马赫数从0到超声速的连续变化。为了研究采用湿蒸汽为工质的变质量槽式喷管的性能及优化其结构,采用三维犖-犛方程以及可实现犽-ε湍流模型对其进行了详细的数值仿真。结果表明收缩段型线、扩张段长度及壁槽尺寸等对喷管流场特性有重要影响,喷管进出口压比在一定范围内,槽式喷管有最优的收缩段型线、扩张段长度和开槽尺寸。根据数值仿真结果研制了马赫数从0到1．6连续可变的跨声速湿蒸汽风洞,对此风洞性能进行验证,表明该风洞在马赫数从零到超声速范围内可获得均匀、稳定的出口气流,满足跨声速湿蒸汽气动探针的标定要求。     

一种微型涡轮发动机导向器改进方案

为了提高发动机性能,克服微型涡轮发动机(MTE)的尺度小等因素导致其导向器内流动损失大的缺点,采用了整体叶片式导向器设计技术对某MTE-C微型发动机涡轮导向器进行了改型设计.首先采用NAPA软件对MTE-C微型发动机的整体叶片式导向器进行数值模拟,通过流场分析得到了原型导向器设计中导致流动效率低下的不足之处,并以此为理论依据,对导向器进行了改进.改进型导向器的整级数值模拟结果表明,涡轮在设计点的效率提高了15%, 且在宽广的工作范围内其通流能力和效率均得到了明显的提升.      

双S弯喷管的流固耦合特性研究

为了明晰S弯喷管的流固耦合特性,数值模拟了流固耦合作用下双S弯收敛喷管的结构变形特征及其内/外流特性。结果表明：S弯喷管的圆转方弯曲构型产生了非均匀的流场分布,并增强了结构的弹性特征,它们通过交换气动载荷与变形位移数据形成了S弯喷管流固耦合的作用机理。在气动载荷作用下,S弯喷管沿Y向的最大变形位移为25.3mm,它位于喷管出口上壁面的中心位置。当喷管的结构变形稳定时,第二弯转弯处下壁面的气流加速至局部超音速,壁面静压大幅降低;第一弯下游上壁面附近形成了气流分离区;喷管出口喷流沿轴向向上偏转。流固耦合作用导致S弯喷管的流量系数减小0.6%,推力系数降低1.8%。矩形截面与弯曲构型是影响S弯喷管流固耦合特性的主要几何特征,其中矩形截面能够显著增大喷管的变形位移;S形弯曲构型虽然能够有效抑制变形特征,但它导致喷管多个区域出现变形,喷管的结构变形分布变得更加复杂。     

不同锯齿对圆转矩形喷管红外辐射特征影响数值模拟

在考虑中心锥、波瓣混合器、火焰稳定器以及加力燃烧室筒体影响的条件下,将轴对称收扩喷管改型设计为圆转矩形基准喷管,进一步在喷管出口进行修型设计.并对不同锯齿喷管流动、换热与红外辐射特征进行了数值分析.得到如下结论:考虑高温部件后,喷管红外辐射强度的方向性特征更加明显;相比圆转矩形基准喷管,采用多个小尺寸锯齿时,射流高温区长度有一定缩短,采用单个大尺寸锯齿时,高温区长度进一步缩短,其正后方红外辐射强度降低;将轴对称收扩喷管改为圆转矩形喷管并加装锯齿后,强化尾喷流与外流掺混,降低其红外辐射强度的同时带来了一定的推力损失.     

一种新畸变屏及其应用

紊流发生器是一种进气畸变模拟器,七十年代国外已在新机研制中应用。美国SAES-16航空空间技术委员会编制的军用飞机进气道/发动机相容性评定规范中紊流发生器列为重要试验设备。在紊流发生器上常用不同开度的金属丝网制成的畸变网来模拟稳态总压畸变图谱。美国海军喷气推进中心(NAPC)在二元紊流发生器上试验F404发动机时曾使用过模拟板。通用电气公司(GE)在二元紊流发生器喉道和出口设置畸变网。      

带喉道注气的轴对称收扩喷管内流场计算研究

通过对带喉道注气控制的轴对称收扩喷管内流场计算研究,分析了喉道注气对喷管内流特性的影响.研究结果表明,相同落压比(NPR)下,随着二次流压比(SPR)的增大,喷管推力系数和流量系数均减小,其中对喷管推力系数的影响低于2%,而对喷管流量系数的影响可超过15%.并在此基础上,分别研究了喷管扩张比和调节片长度对喉道控制效果的影响,得到研究范围内相对较好的喷管计算模型.      

轴对称矢量喷管有效喉道调节方法

基于三维雷诺平均Navier-Stokes方程对轴对称矢量喷管内流场进行了数值模拟,分析了不同落压比下轴对称矢量喷管有效喉道及流量系数随矢量偏转角的变化规律.研究发现:矢量偏转角超过一定值时,轴对称矢量喷管有效喉道位置发生倾斜,有效喉道面积减小,流量系数降低,矢量偏转角越大落压比越低,流量系数降低幅度越大.根据研究结果提出了一种针对矢量偏转状态的轴对称矢量喷管有效喉道调节方法,方法以落压比和矢量偏转角为输入参数,考虑了轴对称矢量喷管几何喉道面积调节前后流量系数的变化.该调节方法能够为发动机控制系统提供更精准的输入,提高控制精度,矢量偏转前后流量相差不超过0.4%,调节时间缩短至少10%,可为推力矢量发动机工作状态调节提供参考.