翼身融合民机背撑发动机安装效应对推力影响研究

针对背撑发动机布置的翼身融合布局(Blend wing body,BWB)民机,为了研究机体对发动机周围流场的干扰和安装效应对有效推力的影响,通过对单独发动机短舱和飞机-发动机安装状态三维流场进行数值模拟,采用推阻力划分方法提取安装和非安装状态下发动机推阻力相关参数,获得了巡航状态和低速12°迎角状态下发动机安装效应对背撑式BWB民机推力的影响规律。结果表明:高速巡航状态,机体对发动机表面压力分布的影响导致短舱外表面吸力降低,发动机阻力增大是造成有效推力损失的主要原因;低速12°迎角状态,内、外涵喷流受机体流动影响压力降低,引起内推力减小,其降低量占有效推力安装效应影响的比例约95%,且机体边界层和分离流动并未影响发动机进气品质。在背撑式BWB民机设计中,需要考虑不同飞行状态下BWB机体对安装状态发动机流场的干扰,减小安装效应对有效推力的影响。     

脉冲爆震发动机喷管性能数值分析

采用详细的化学反应机理,对脉冲爆震发动机的不同结构喷管进行了二维轴对称单循环数值模拟.分析了爆震波在爆震室内的传播过程以及传出后的流场情况,模拟所得的爆震波参数与STANJAN值较为一致.对4种单喷管和4种组合喷管的性能模拟结果表明:扩张喷管可以产生最大的瞬时推力峰值和比冲;带引射的组合喷管产生的平均推力比单喷管产生的平均推力要大.最后对非稳态引射过程进行了分析,为提高脉冲爆震发动机的性能提供参考.      

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。     

基于单缝射流的二元推力矢量喷管设计及数值模拟

喷管是发动机产生推力的主要部件,其气动性能对发动机的性能具有决定性的影响。本文利用简化特征线法设计二元收敛-扩张（2DCD）推力矢量喷管模型;采用RNGk-ε湍流模型和非平衡壁面函数对单缝二次流喷射后的喷管流场进行数值模拟,分析了射流位置、主流落压比（NPR）、二次流与主流总压比（SPR）等参数对矢量喷管气动性能的影响...     

喷管面积比对推力矢量发动机特性的影响

针对矢量喷管出口面积独立无极可调控制的特点,采用数值仿真分析了偏转状态喷管面积比对矢量特性的影响机理,通过整机地面台架和高空台专项试验,获取了不同喷管面积比下推力性能、偏转推力损失、偏转效率、发动机匹配特性等数据。结果表明：非偏转状态发动机产生最大推力的喷管面积比小于气流完全膨胀对应的理论喷管面积比。发动机偏转推力损失随几何矢量角增加而增大,喷管面积比对偏转推力损失影响较小。地面台架状态相同几何矢量角下,矢量偏转效率随着喷管面积比的增大而降低,当喷管面积比达到一定值时,会出现气流分离使偏转效率进一步降低。在相同几何矢量角下,随着喷管面积比的增大,发动机节流状态转差减小,风扇工作线下移,靠近非偏转状态工作线,风扇裕度增加,工程应用中偏转状态的扩稳措施应考虑与喷管面积比的关联。     

近地点变轨发动机高空喷管性能预示研究

对长征－2E火箭近地点变轨发动机EPKM高空喷管的地面性能和高空性能进行了预示。在喷管跨声速区，气相采用显式MacCormack差分格式、颗粒相采用特征线法，而在喷管超声速区采用特征线法，数值求解轴对称二维无粘两相流动模型。结合喷管内的气流分离准则预测发动机地面工作时的性能，同时根据地面试验数据外推发动机的高空性能，与实测性能数据比较，平均推力相对误差约为5.6%和1.5%左右；而直接对发动机高空工作时的满流状态喷管进行数值模拟所得的发动机平均推力与实测性能数据比较相对误差约为1.7％左右。研究表明，所采用的流动模型、气流分离准则和数值方法对高空喷管不同工况下的性能进行工程预示是有效的。     

某发动机可调喷管流场数值分析

为了对可调喷管进行优化设计,需要深入研究可调喷管的流场特点。针对某发动机可调喷管在慢车状态、最大状态和全加力状态的流场进行了二维数值模拟,获得了速度、压力、温度的变化规律,并计算得到三种状态下的发动机推力。进一步对可调喷管实际多边形内型面流场进行了三维数值模拟,结果表明:轴向流动规律与近似圆形内型面喷管一致;径向壁面转角附近温度下降较慢,速度上升较慢;出口总压比近似圆形内型面喷管小4.9%,流动损失较大;速度、静压、温度变化在1%左右。     

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。     

化学非平衡流动对超燃冲压发动机尾喷管性能的影响

采用RNGk-ε湍流模型和有限体积方法数值求解有组分的守恒形式Navier-Stokes方程,针对设计的超声速燃烧冲压发动机单斜面膨胀喷管,采用氢氧七组元八反应模型,数值模拟不同高度、不同来流马赫数条件下的喷管流场和性能.计算结果表明,喷管内的进一步燃烧对燃烧室起到了一定的补燃作用,对喷管性能影响较大.化学非平衡状态下,喷管推力特性和升力特性显著提高.超燃冲压发动机尾喷管的性能研究,应考虑化学非平衡流动的影响.      

非对称喷管化学非平衡粘性湍流流动数值研究

采用RNG k−ε湍流模型和有限体积方法数值求解有组分的守恒形式Navier-Stokes方程,针对设计的超声速燃烧冲压发动机单斜面膨胀喷管,采用氢氧七组元八反应模型,数值模拟不同高度、不同来流马赫数条件下的喷管流场和性能。计算结果表明,喷管内的进一步燃烧对燃烧室起到了一定的补燃作用,对喷管性能影响较大。化学非平衡状态下,喷管推力特性和升力特性显著提高。超燃冲压发动机尾喷管的性能研究,应考虑化学非平衡流动的影响。