斜向环形激波聚焦诱导直接起爆的大涡模拟

基于大涡模拟(LES)数值方法,利用基元反应模型对斜向环形激波聚焦诱爆氢气-空气可燃混合气直接起爆进行了详细的数值模拟.研究结果表明:在进气马赫数为2.5的条件下,斜向环形激波聚焦产生的高能区可以在可燃气体中实现直接起爆形成爆震波,并且燃料能够高效完全反应;而垂直环形激波则没能诱导出爆震燃烧过程.可见,斜向环形入射比垂直环形入射更加有利于燃料混合气聚焦诱导起爆成爆震燃烧.      

径向入射激波聚焦实验和数值模拟研究

为得到不同入射激波马赫数对凹腔内径向入射激波聚焦过程的影响,对马赫数为1.25和2.18的径向入射激波在实验段内反射聚焦的过程进行了实验和数值模拟研究。用高速CCD拍摄了凹腔中气流流场的纹影图片,并采用保持强稳定性的龙格—库塔格式、加权基本无振荡算法和块结构动态自适应网格加密对激波反射聚焦的过程进行了数值模拟,实验和数值模拟结果吻合较好。复杂的激波形状及其之间的相互作用(如激波反射,激波聚焦和不同激波的相互作用)在实验和数值模拟中都能很好地观测到。通过比较不同马赫数入射激波的反射聚焦过程,发现较高的马赫数下聚焦后能产生射流,而较低的马赫数下却没有。同时发现,入射激波马赫数能影响二次激波出现的位置和强度,进而影响聚焦过程流场的紊乱程度。     

导流块深度对抛物形凹面腔中激波反射聚焦的影响

为研究导流块深度对抛物形凹面腔内径向入射激波聚焦过程的影响,对马赫数为1.41的径向入射激波在导流块深度分别为0,5,10,15mm的凹面腔内反射聚焦过程进行了实验研究。结合高速CCD拍摄到的凹面腔中气流流场纹影照片和动态压力传感器测得的聚焦过程中流场的压力变化,对径向入射激波在凹面腔内的反射聚焦过程进行了描述。通过比较不同导流块深度下激波反射聚焦过程,发现随着导流块深度的加深,前导激波聚焦和反射激波聚焦的时间差会减小,使激波聚焦的强度增大,当导流块深度从0mm增加到15mm时,激波聚焦所致的峰值压力从0.39MPa增加到0.51MPa。但是,随着导流块深度的加深,压力增益下降,并使排气过程的难度加大,因此导流块深度为10mm左右时能取得较好的聚焦效果。     

射流马赫数对圆弧形凹面腔内激波聚焦过程的影响

为研究射流马赫数对连续超声速射流对撞流场演化及激波聚焦过程的影响,保持入射导流深度L=0.00mm不变,通过更换不同的Laval喷管,对马赫数分别为Ma=1.2,1.4,1.6和1.8时的实验工况凹面腔内反射聚焦过程进行了实验研究,用高速CCD(Charge coupled device)拍摄了圆弧形凹面腔中气流流场纹影照片,并用动态压力传感器测量了聚焦过程中流场的压力变化,对径向入射激波在凹面腔内的反射聚焦过程进行了描述。通过对比不同射流马赫数下激波反射聚焦过程,发现在低马赫数1.2时,表现出较强的激波完全聚焦特性,即前导激波碰撞形成反射激波,并反射聚焦形成三波点,从而在凹腔底部形成高温高压区触发爆震,前导激波完全聚焦过程在凹面腔内流场演化中占据主导地位。随着马赫数的增加,完全聚焦强度降低,在流场中的主导优势逐渐减弱;其激波聚焦频率受射流马赫数的影响较小,频率差值较小,基本保持一致。     

环形射流初始压力对激波聚焦起爆的影响分析

为了研究射流入射压力对环形激波聚焦爆震起爆的影响,以氢气和空气混合物为例,对不同射流入射压力下环形激波聚焦爆震起爆过程进行了数值模拟,结果表明,当环形射流入射强度足够大时,其形成的激波聚焦能够形成高温、高压区域,从而直接起爆爆震波;爆震管推力壁对激波具有反射加强作用,有助于爆震波的形成;环形射流入射压力存在一个临界值,低于此值时,则不能起爆爆震波.      

入射喷口宽度对环形射流激波聚焦起爆爆震的影响分析

为了研究射流入射喷口宽度对环形激波聚焦爆震起爆的影响,本文以氢气和空气混合物为例,对不同射流入射喷口宽度的环形激波聚焦爆震起爆过程进行了数值模拟,结果表明,当入射温度为一定值时,不同宽度的环形射流入射喷口对应着不同入射压力pin的临界值,当pin大于该临界值时,其形成的激波聚焦才能够形成高温、高压区域,从而起爆爆震波;随着入射喷口宽度的增加,射流的入射强度增大,其对应的临界入射压力随之减小。     

射流宽度对激波会聚起爆的影响分析

为了研究射流入射喷口宽度对环形激波聚焦爆震起爆的影响,以氢气和空气混合物为例,对不同射流入射喷口宽度的环形激波聚焦爆震起爆过程进行了数值模拟。结果表明,当入射射流的温度为一定值时,不同宽度的环形射流入射喷口对应着不同入射压力Pin的临界值,当Pin大于该临界值时,其形成的激波聚焦才能够形成高温、高压区域,从而起爆爆震波;随着入射喷口宽度的增加,射流的入射强度增大,其对应的临界入射压力随之增大。     

爆轰驱动激波管缝合激波马赫数计算

采用数值求解的方法得出了氢氧爆轰驱动激波管的缝合状态参数.以空气为试验气体时,缝合激波马赫数随着H2摩尔浓度的增加而增加,H2摩尔浓度达到90%左右时达到最大.当缝合马赫数较高时,需要考虑高温真实气体效应的影响,缝合激波马赫数较理想气体的高.以氢空气混合气为试验气体时,缝合激波马赫数较以空气为试验气体的小.通过调整驱动气体与被驱动气体的初始参数,可以得到即能恰好消除Taylor波又能缝合的运行状态.     

激波聚焦诱导气液两相爆震燃烧的数值模拟

对以激波聚焦和增加障碍物方式诱导煤油-空气气液两相爆震燃烧的过程进行了数值模拟.采用欧拉-拉格朗日方法建立了脉冲爆震发动机(PDE)中气液两相流的喷射、雾化、掺混过程.研究发现环形爆震波在爆震管凹腔内经过反射、汇聚后能够引燃可燃混合物.而在障碍物处,激波的反射和再反射聚焦能够形成高温高压点(2700K,25MPa),产生局部爆炸,有助于形成稳定的脉冲爆震燃烧(波面速度为1900m/s,温度为2 950K),有效地缩短由缓燃向爆震转变(DDT)距离至0.45m.     

暂冲式环形射流诱导非定常激波聚焦的机理研究

利用暂冲式环形射流诱导非定常激波聚焦实验装置,在环形喷口宽度为9.4mm,喷口前后压比分别为6.1和17.9的条件下进行了环形射流聚心碰撞诱导非定常激波聚焦的实验研究,并以数值计算为补充,对流场的演化过程进行了详细的分析。结果表明,环形射流启动时形成的前导激波聚心碰撞是产生非定常激波的主要原因。在环形喷口宽度d=9.4mm,压比π=6.1的条件下,激波聚焦的峰值压力可达2.16MPa,为凹面腔内部初始压力的21.8倍。激波在凹面腔内聚焦后形成回传激波,凹面腔底部的气流经入射激波与回传激波两次压缩后,压力大大提升,向环形喷口回流,使下一循环中环形射流的欠膨胀度降低,前导激波强度也相应减弱,随之产生的非定常激波和激波聚焦强度也有所降低。此外,一个循环中输入凹面腔的能量由环形喷口宽度所决定,因此,当喷口前后压比大于临界压比1.89时,保持喷口宽度不变而仅改变喷口前后压比,所产生的非定常激波和激波聚焦强度基本不变。     

基于飞机油箱模型形状特征油量测量切片步长选择方法研究

 在分析飞机数字式油量测量过程中目前广泛使用的切片法油量测量原理的基础上,针对现有的定步长切片法无法得到准确、可靠的燃油质量特性数据库的缺陷,结合对飞机油箱模型形状特征的分析,提出了基于飞机油箱模型形状特征的油量测量切片步长选择方法。此方法包括切片步长整体和局部选择两个过程,整体选择以实现相邻两切片平面所夹油箱模型体积近似相等为目的来确定切片步长,以体现油箱模型截面整体变化规律;局部选择以设计切片平面与截面突变平面重合或尽可能接近的方式,突出油箱截面的局部变化特征。实验结果表明：该切片步长选择方法较定步长方法能够建立更为合理、可靠的燃油质量特性数据库,从而提高了油量测量精度。     

二维翼段颤振的μ控制

 采用超声电机作为作动器来实现含控制面的翼段颤振鲁棒抑制。针对作者设计的二维翼段颤振主动抑制系统，通过理论与实验相结合的方法，建立了考虑沉浮方向阻尼和作动器模型参数不确定性的控制系统模型，设计了μ控制器，并对控制器做了降阶处理。数值仿真和风洞试验表明，μ控制器可有效地抑制颤振的发生，将颤振临界速度提高23.4%。相对于H_∞控制器，μ控制器的控制效果和鲁棒性更好。     

Abnormal Shape Mould Winding

为解决网格化芯模的缠绕问题,本文提出了复合材料面片缠绕机理;接着详细分析了面片缠绕过程中的芯模凹曲面上纤维滑线和架空现象,应用微分几何曲面理论和空间几何理论,提出判据及其解决方案;最后,针对飞机发动机进气道的缠绕成型,编制缠绕控制程序并进行相应的实验,验证了面片缠绕方法的可行性。     

基于H∞性能指标的质量矩拦截弹鲁棒控制

 以所建立的质量矩拦截弹数学模型为基础，利用微分几何的反馈线性化理论，得到一个解耦线性系统，考虑到拦截弹的鲁棒性要求和3个滑块的协调控制问题，提出采用双回路的设计方法，内回路采用线性二次调节器（LQR），外回路采用考虑混合灵敏度问题的H_∞控制设计。仿真结果证明了该方法动态性能满足设计要求，同时对系统参数的不确定性具有较强的鲁棒性。     

航天器返回地球的气动特性综述

航天器返回地球的飞行过程中,气动特性是实现将宇宙飞行速度减到落地前速度、保证再入飞行得到有效控制以及再入防热安全可靠的关键因素。针对简单旋成体气动外形、半弹道式再入控制、烧蚀防热类返回航天器,综述了返回地球过程中变化的空气流域特性、航天器周围的气体绕流环境、空气与航天器作用产生的动力学与热效应等。系统地给出了该类航天器的再入气动特性参数与飞行性能的共性规律,包括:气动阻力与再入减速、气动升力与再入轨迹控制、配平攻角与飞行稳定性、气动加热与防热,以及再入过程中不同气动特性航天器、气象条件变化等对再入飞行性能的影响规律。为航天器开展返回飞行过程的跨流域气动性能工程研制提供设计参考。     

基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计

提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。     

Enhancing the efectiveness of film cooling

Advanced gas turbine stages are designed to operate at increasingly higher inlet temperatures to increase thermal efficiency and specific power output.To maintain durability and reasonable life,film cooling is needed in addition to internal cooling,especially for the first stage.Film cooling lowers material temperature by forced convection inside film-cooling holes and by forming a layer of coolant about component surfaces to insulate them from the hot gases.Unfortunately,each cooling jet forms a pair of counter-rotating vortices that entrains hot gas and causes the film-cooling jet to lift off from the surface that it is intended to protect.This paper gives an overview of efforts to enhance the effectiveness of film-cooling.This paper also describes two new design concepts.One design concept seeks to minimize the entrainment of hot gases underneath of film-cooling jets by using flow-aligned blockers.The other design concept shifts the interaction between the approaching hot gas and the cooling jet to occur further above the surface by using an upstream ramp.For both design concepts,computational fluid dynamics results are presented to examine their usefulness in enhancing film-cooling effectiveness.      

Potentials of manufacture and repair of nickel base turbine components used in aero engines and power plants by laser metal deposition and laser drilling

IntroductionExpensive turbine parts like HPT(HighPressure Turine)blades or vanes are replaced bynew parts in case of damage.For example theburn through of the inner side of a blade or vane(Figure 1)is a frequently appearing damage,which cannot be repaired…     

Guide for Authors

<正>About Journal Chinese Journal of Aeronautics(CJA)is a comprehensive academic journal dealing with the fields of aeronautics and astronautics.It reports researches concerning the two fields in China and abroad to promote the academic exchange.Founded in 1988 and sponsored by the Chinese Society of Aeronautics and Astronautics and Beihang University,CJA publishes papers bimonthly,with issues released in February,April,June,August,October and December.     

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