结构参数对两相冲压发动机喷管性能影响分析

为了分析气液两相冲压发动机的喷管参数对推力及效率的影响,分别针对不同参数条件下喷管中泡状气液两相流场,基于双流体模型,采用变步长的Runge-Kutta法进行数值模拟。并对喷管中临界泡状流进行分析,重点研究了喷管喉部与入口面积比、半扩张角和半收缩角在各种气液质量流率比条件下对喷管推力及推进效率的影响,计算结果表明,推力随着喷管喉部与入口面积比增大而减小,气液质量流率比较大时,效率随其增大而增大;半扩张角增大时,推力和效率同时减小;半收缩角对喷管推力及效率影响均不大。在给定的喷管参数下,气液质量流率比在一定程度上增大时,喷管推力及效率同时增大。     

喷管结构形式对两级PDE性能的影响分析

为了研究喷管结构形式对两级 PDE 性能的影响及作用规律,以氢气和空气混合物为例,采用 FLUENT 软件中的 k-ε湍流模型,使用非平衡壁面函数、PISO 算法及基于梯度的动态自适应网格加密方法,对收敛、扩张、收扩等不同喷管结构形式的凹面腔内环形向心射流聚心碰撞产生激波会聚起爆爆震波的过程进行了数值模拟,并对两级脉冲爆震发动机产生的推力和冲量进行了计算。通过对不同时间点凹面腔产生的推力和冲量、喷管产生的推力和冲量、两级 PDE 总的推力和冲量三者之间的对比和分析,发现凹面腔产生的推力和冲量是两级 PDE 总的推力和冲量的主要来源,不同喷管结构形式对两级 PDE 推力和冲量性能的影响有较大的差别。以冲量为例,收敛喷管可以提高凹面腔的冲量,但是由于自身同时产生过多负的喷管冲量,因而总冲量较小;扩张喷管虽然对凹面腔冲量的提高作用不大,但是由于其自身可以提供正的喷管冲量,所以总冲量较大;收扩喷管的收敛段也可以较小幅度的提高凹面腔冲量,但同时产生的负喷管冲量会和扩张段产生的正喷管冲量发生抵消,使总的喷管冲量比较低,发动机总冲量也较小。综合考虑各方面因素,扩张喷管性能最优。可见在两级 PDE 喷管结构形式的选择上,要同时考虑凹面腔冲量和喷管冲量,权衡两者,才能选择出合适的喷管。     

喷管对旋转爆震发动机性能影响的实验

为了研究喷管对旋转爆震发动机（RDE）性能的影响,设计了RDE推力测试台,RDE环形燃烧室的内径和外径分别为70mm和80mm,长度为40mm,以氢气和空气分别作为燃料和氧化剂,采用环缝-喷孔对撞式掺混方式,使用高能火花塞点火,并用压电式压力传感器测量推力,实验研究在燃烧室出口安装收敛喷管、扩张喷管以及拉瓦尔喷管对发动机工作性能的影响.结果表明,入口总质量流量小于0.126kg/s时,在发动机稳定工作的工况范围内,收敛喷管对发动机推进性能的提高最为明显.爆震波的传播速度及RDE的推进性能随着入口质量流量的增大而逐渐提高,而当量比则存在一个最佳值,使爆震波的传播速度及RDE的推力达到最大.基于混合物的比冲最高能够达到95.21s.      

外形设计对微喷管性能的影响

利用直接模拟蒙特卡罗法对钟形、喇叭形和锥形等三种不同形状微喷管进行管内气体流动模拟,并对不同温度及入口压力下各形状喷管的性能变化进行模拟分析,模拟中采用与实际分子碰撞过程更为接近的内能松弛模型及CLL物面反射模型。研究结果表明钟形微喷管因扩张段回流区的存在,其推力性能明显低于喇叭形和锥形微喷管,锥形微喷管的推力性能同喇叭形微喷管较为相近。三种形状的微喷管推力值都随着入口温度的升高而降低,而微喷管的推力效率随着入口温度的升高而上升,入口压力的变化对微喷管推力有较大影响,但对微喷管的推力效率影响并不显著。     

两种气动推力矢量技术的数值模拟研究

对两种收扩喷管推力矢量控制技术:激波矢量控制技术和喉部偏移控制技术,进行了流场计算和性能比较。本研究中,喷管进口至喉部几何型面固定,扩张段长度为定值,二次流喷射位置、角度保持不变,采用CFD数值模拟方法计算喷管膨胀比不同时的流场。从计算结果可以看出,喉部偏移控制技术适用于膨胀比小于1.5的收扩喷管,而激波矢量控制技术适用于膨胀比大于1.5的收扩喷管。喉部偏移控制技术的特点在于其可以限制喷管主流流量,影响主、次流流量比的主要因素为二次流与主流的总压比。     

轴对称收敛-扩散喷管几何参数优化设计

现代航空发动机广泛采用机械可调收敛—扩散喷管,以适应其宽广的工作范围。当发动机工况改变时,要调节排气喷管的出口面积.以获得尽可能高的内特性,此时喷管的其它几何参数也随之改变。喷管各几何参数对内特性的影响可以通过模型试验获得,而可调喷管模型的加工和试验周期长且非常昂贵。因而喷管研制中必须首先对喷管内特性的影响综合考虑,得到最佳的折衷方案,为喷管设计提供依据。喷管的推力系数是衡量喷管内特性的最重要的参数.是喷管设计的主要指标,因而选取推力系数作为优化设计的目标函数。     

旋流对轴对称喷管性能影响的数值研究

为了研究旋流进气对喷管性能参数的影响,使用数值模拟的方法对轴对称喷管直流进气与旋流进气两种工作状态进行了对比研究,分析了不同空气流量、不同旋流强度下的喷管流量系数、真空推力系数以及比冲的变化规律.研究发现,使用喷管入口轴向质量平均总压计算所得喷管性能参数不随旋流强度的变化而变化,且与直流状态近似相等;旋流的切向动压随旋流数的增大而增大,但对喷管推力没有贡献,应将其归入总压损失.      

引射器形式对脉冲爆震发动机性能的影响分析

为了研究引射器结构形式对脉冲爆震发动机性能的影响,以氢气和氧气混合物为例,采用数值计算方法,对加装收敛、扩张和收扩型三种引射器的脉冲爆震发动机进行了数值模拟,并对其性能进行了比较与分析.计算结果表明,只有收扩型引射器能起到增推作用.同时,将二次流率与增推比相比较,发现二者成正比关系.研究结果对脉冲爆震发动机设计中引射器的选型具有一定的参考意义.     

合排气二元收敛喷管与发动机流量匹配设计方法

发展了一种基于喷管三维黏性数值分析的内外涵气流质量流量匹配设计方法.该方法主要是通过建立以喷管待定几何参数为未知量的非线性无量纲内外涵气流质量流量匹配方程组,然后采用逐步线性迭代法结合喷管三维黏性数值分析对该非线性方程组进行求解,得到满足发动机内外涵流量匹配的喷管设计方案.通过数值算例验证分析,结果表明：①该方法可以快...     

高原环境续航火箭喷管推力降低异常现象

为了研究某种续航火箭喷管推力的异常现象,采用AUSM+(advection upstream splitting method)格式、SST(shear stress transport)湍流模型和LU-SGS(lower-upper symmetric Gauss-Seidel)隐式算法,求解二维轴对称RANS(Reynolds averaged Navier-Stokes)方程,对入口压力相同、环境压力不同的该喷管进行了数值模拟,得到了在环境压力为50.67~101.32kPa下其推力特性的差异,并分析了异常现象产生的原因.结果表明:随着环境压力的降低,外喷管出口边界的静推力为负值且绝对值呈现先增加后减小的变化规律.在环境压力为60.80~101.32kPa区间范围时,外喷管出口边界的动推力和总推力变化相对较小,当环境压力小于60.80kPa时,该出口边界的动推力和总推力急剧降低.      

流体喉部推力调节特性实验

采用空气与水作为二次流工质,进行流体喉部的冷流实验,研究了固体火箭发动机流体喉部的推力调节特性.分析了不同二次流工质、注射方式,注射流量下的推力响应时间、扼流性能、推力偏角和推力效率.实验结果表明:注射液态二次流推力响应时间更短;扼流性能、推力偏角与二次流的注射位置及注射角度有关,且随流量比的增大而增大;相同的流量比下,气态二次流的推力性能要比液态二次流的效果更好,但提供相同的流量比,液态二次流需要压比更小,且流量比的调节范围更大.      

热水火箭发动机喷管性能的影响因素

为了更好地了解影响热水火箭发动机喷管性能的因素,分别对不同参数条件下喷管内流场进行数值模拟.重点研究不同初始条件如不同初始压力、初始气体体积分数及过冷度和不同喷管结构如不同扩张比、收敛半角及扩张半角对推力的影响规律,计算结果表明:初始压力越大,推力越大;随着初始气体体积分数增大,推力会有一个先增大后减小的过程;热水火箭发动机内部初始温度越接近于饱和温度,推力越大;随着扩张比的增加,推力会有一个先增大后减小的过程;收敛半角对推力影响不大;扩张半角越大,推力越小.      

三维侧压式高超声速进气道阻力特性分析

为了研究三维侧压式高超声速进气道(取喉道以前)的内部阻力特性,采用了数值模拟、流线追踪技术和等动载条件(Ma=4.65～6.65),结果表明:①压差阻力、总阻力均随马赫数的增加而减小;摩擦阻力则随马赫数的增加而增加,其所占比重的最大值不超过20%;②推力效率、推阻比都随马赫数的增加而增大,它们分别增加了13.8%和2.73;③附加阻力随马赫数的增加而减小,在高马赫数下,附加阻力会变成实际意义上的"附加推力".      

双喉道推力矢量喷管的内流特性研究

为了研究双喉道推力矢量喷管(DTN)在非推力矢量和推力矢量情况下的内流特性,基于数值模拟的方法,计算分析了不同几何参数和气动参数对DTN的影响。结果表明,DTN在非推力矢量时,仅在落压比(ZNPR)为3～4之间才具有较高的内流性能(推力系数达0.97,流量系数为0.94),当落压比增加时,推力系数迅速下降。在推力矢量时,DTN可以获得很大的推力矢量效率(当落压比为4,引射量为3%时达到4),且推力系数也较高(0.94以上),其综合性能优于单喉道偏移和激波操纵式矢量喷管。二次流量、落压比、凹腔扩张角和收敛角、引射角度都对推力矢量状态下的DTN内流性能有着不同的影响。为了实现DTN在推力矢量和非推力矢量下都有较好的内流综合性能,所建议的设计参数为:落压比为3～4,引射量为3%,凹腔扩张角为10°左右,收敛角在20°～30°,引射角度为30°逆流引射角(β=30°)。     

二元非对称喷管可调方案试验研究

 针对某二元非对称喷管提出了两种可调方式(方案A和方案B),开展了不同落压比(NPR)的喷管风洞试验,获得了喷管壁面压力分布和流场纹影。根据风洞试验条件,进行了详细的三维数值模拟研究,并与试验结果进行对比,两者吻合良好,验证了本文所采用的数值模拟方法的可靠性。根据数值模拟与试验结果,得出了两种方案推力性能的差异。其中,方案B(喉道和出口面积均可调节)较方案A(仅喉道面积可调节)面积膨胀比更接近喷管理想膨胀比,因此方案B推力性能较好。在落压比为3.8时,方案B较方案A推力系数提高了8%。     

煤油/空气三管脉冲爆震发动机共用尾喷管研究

探索脉冲爆震-涡扇组合发动机的可行性,建立了煤油/空气三管气动阀式脉冲爆震发动机PDE试验系统,设计、加工了收敛型尾喷管和收敛-扩张型尾喷管,在三个内径100mm,长2000mm的爆震管内获得了充分发展的爆震波,成功实现总工作频率30Hz稳定时序工作,研究了三管PDE各爆震管之间爆震燃烧特性的相互影响规律.三管PDE安装共用尾喷管能够提高爆震室内压力,提高三管PDE的工作性能.研究结果为研制多管脉冲爆震发动机原理样机提供了理论依据.      

轴对称矢量喷管内流特性的模型试验

在喷管落压比1．5～17的情况下，对3组不同几何尺寸的轴对称矢量喷管模型试验件内流特性进行了试验。结果表明：气动矢量角与几何矢量角呈正比关系；当落压比小于设计落压比时，气动矢量角会出现大于几何矢量角的峰值，并随落压比的增加而逐渐趋近几何矢量角，推力系数并不随几何矢量角增加而显著下降，且与非矢量状态相当；矢量状态下，推力系数与面积比呈正比关系，而对喉道面积的变化不敏感。     

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.      

喷管喉道面积变化对大涵道比分排涡扇发动机性能的影响

使用Gasturb软件计算和分析了大涵道比分排涡扇发动机内、外涵喷管喉道面积变化对发动机性能的影响。在低压转子换算转速一定的控制规律下,研究了某型发动机喷管喉道面积变化对发动机转差、裕度、涡轮进口温度、推力、耗油率的影响。经过对比这些相互关系,可以得到1个最合理的内、外涵的喷管面积,从而指导用户最大限度地优化发动机的性能和延长发动机的使用寿命。     

Numerical study of a trapezoidal bypass dual throat nozzle

Bypass Dual Throat Nozzle (BDTN) is a novel type of fluidic thrust vectoring nozzle. To improve the infrared stealth performance of BDTN, a nozzle based on BDTN is proposed and numerically simulated. Each cross-section along the x-axis of the novel nozzle becomes a trapezoid, which is named “BDTN-TRA.” The main numerical simulation results show that BDTN-TRA can produce a thrust vectoring angle when the upper or lower bypass valve is open. The angle difference between the two conditions mentioned above is usually approximately 1°–2°. Even if the two bypasses are closed, BDTN-TRA can produce a small thrust vectoring angle at around 3°–5°. When the sidewall angle increases from 60° to 90°, the thrust coefficient and thrust vectoring angle under each work condition usually decrease. A larger aspect ratio indicates better performance. As the aspect ratio increases over 7.2, the performance of BDTN-TRA is quite close to that of BDTN with rectangular cross-sections at the same aspect ratio. These features will benefit the control and trimming for future aircraft design, especially for the flying wing layout aircraft. Last but not least, BDTN-TRA has a more extraordinary mixing performance compared with BDTN. The distributions of static temperature and axial velocity along the x-axis of BDTN-TRA with sidewall angle of 60° decrease faster than those of BDTN. When the total temperature of the inlet equals 1600 K, the static temperature difference between BDTN-TRA with sidewall angles of 60° and 90° is over 360 K at twice the length of the nozzle downstream of the nozzle exit, which is the reflection for excellent infrared stealth for the fighter.