一种异型同心筒发射装置的排导性能仿真研究

为解决"大弹径、有翼导弹"的发射技术难题,提出了一种"外方内圆"非规则异型同心筒发射装置结构,并采用三维N-S方程、雷诺平均湍流模型和动网格技术对有翼导弹非定常发射过程的燃气排导性能进行数值仿真,获得导弹发射过程中燃气流场流动规律。研究结果表明:内外筒腔和导流锥处燃气流动状态良好,且异型同心筒发射装置的排导效率达到97.8%,可实现燃气的顺利排导,同时,仿真计算得到的压强、温度等流动参数与1∶1状态的地面试验结果保持一致,验证了仿真计算的可靠性。计算结果可为异型结构同心筒发射装置的工程应用可行性提供理论支撑。     

同心筒发射装置燃气排导的气体动力学原理分析

通过同心筒发射装置燃气排导的流场分析,提出了同心筒气体动力学过程的简化模型,分析了燃气从发动机喷管流出后分别经历一个的变截面和摩擦管流的过程,并对一个具体的同心筒发射装置的流场进行了数值模拟,验证了所提出的简化气体动力学原理模型的正确性.然后根据原理分析,总结出了几个同心筒结构优化设计中需要考虑的参数,解释了这些设计参数的作用原理,使同心筒的优化设计有了初步的理论指导和优化方向,并根据基本原理给出了一种快速估算最小狭缝宽度和平均附加弹射力的方法.      

舰载垂直发射系统内燃气流运动

通过对舰载垂直发射系统的物理模型进行简化及结合计算流体力学知识,采用数值模拟的方法对垂直发射导弹的发射过程进行了仿真分析,得到了发射过程中燃气排导系统内燃气流场的动态特性,为研究导弹发射过程提供了参考和依据。     

进气角与注水规律对燃气-蒸汽弹射的影响

为了研究弯管进气角和注水规律对燃气-蒸汽弹射过程中流场和内弹道的影响,采用Mixture多相流模型，Renormalization group (RNG) k-ε湍流模型和动网格技术,建立了燃气-蒸汽弹射数值模型.通过与文献数据的对比,验证了数值方法的可靠性,分析了注水规律与弯管进气角度对燃气-蒸汽弹射过程流场和内弹道的影响.研究结果表明:当弯管进气角为60°时,燃气-蒸汽介质的能量能得到最大利用,发射筒内的温度分布较均匀；另外在同样的注水量下,缓慢注水导弹出筒时间相对较短,但波动较大；快速注水导弹运动平稳,但出筒时间较长.结果可为导弹燃气-蒸汽弹射动力系统的设计提供参考.      

跨声速风洞高速段一体化数值模拟研究

追求高亚声速经济巡航的民机、跨声速高机动特性的战斗机对高性能跨声速风洞的需求日趋紧迫,开 展跨声速风洞高速段一体化数值模拟研究,对跨声速风洞设计具有一定的参考意义。通过非对称平板扩压器 算例,初步验证计算方法的可行性,并对跨声速风洞高速段进行计算收敛评判方法、不同初始条件和槽壁扩张 角等因素研究。结果表明:采用模型区前后两个监测点马赫数变化作为收敛判据,方法可行且模型区流场均 匀;不同初始化条件对收敛结果总体影响较小,特别是各截面流场分布和槽道流动方向上,两者结果基本相同; 跨声速状态槽壁扩张角0.3°得到的试验段模型区域流场品质较槽壁扩张角0.0°更均匀。     

大扩张角涡轮过渡段性能试验和数值研究

为研究某型大扩张角涡轮过渡段气动性能,对过渡段内部流场进行了详细的试验测量,同时采用CFD数值模拟对过渡段内部流场进行仿真,并与试验结果进行对比分析.结果表明:过渡段机匣表面流动受强逆压梯度影响,容易发生流动分离;轮毂表面流场受支板前缘冲击绕流的影响,呈现周向不均匀性.来流气流角使得过渡段内部流场向支板一侧偏斜,随着气流角的增大,过渡段总压损失增大.CFD模拟结果与试验测量结果吻合较好,均能很好地捕捉流场的细节特征;过渡段进、出口总压恢复系数随着来流气流角的增大而减小,CFD模拟和试验测量值的偏差约为0.2％.     

不同喷口扩张角下离心喷嘴雾化锥角特性研究

为研究扩口式离心喷嘴的雾化锥角特性,对5个不同扩张角度的喷嘴展开了试验与数值计算研究。试验以RP-3航空煤油为工质,采用高速摄影对油雾场进行拍摄,Matlab二值化处理得到雾化锥角;数值计算采用VOF(volume of fluid)方法结合RSM(reynolds stress model)湍流模型。研究表明：随着扩张角的增大,锥角不是单一的变化规律,而是呈先增大后减小的趋势,且不同油压差下锥角峰值及其对应的扩张角有所差异。揭示了随扩张角增大,扩张段内液膜呈现附壁/未附壁两种流动模态。结合试验与理论计算结果分析,发现供油压差增大后,60°扩张角会限制锥角的大小,使锥角峰值出现在90°扩张角处。然后比较100°、120°扩张角的气液两相图,发现扩张段内的射流使附近空气与其同方向运动产生回流区,而回流区与空气核相互作用反过来又影响着射流的偏转幅度,决定液膜未附壁时的锥角值。最后比较发现平口喷嘴的雾化特性决定了两种模态的出现与否,解释了已有研究中规律不一致的原因。     

喷管收敛-扩张角对爆震发动机性能影响分析

为了研究喷管收敛-扩张角对爆震发动机性能的影响,以氢气和氧气混合物为例,对不同喷管收敛-扩张角下的爆震发动机工作过程进行了数值模拟,结果表明,不同喷管收敛-扩张角对爆震发动机性能的影响并不相同。增大扩张角,喷管出口面积增大,推力投影面积增大,排气时间减少,喷管内压力下降较快。收敛角为5°或扩张角为5°时的爆震发动机性能较好。     

非对称波瓣上外扩张角对S弯二元喷管性能影响

为了明确非对称波瓣上外扩张角对涡扇发动机S弯二元喷管流场、流向涡涡量场、热混合效率、总压恢复系数和壁面最高温度的影响,采用基于Navier-Stokes(N-S)方程的三维数值模拟方法对不同非对称波瓣上外扩张角模型进行了定量研究,并得到了气动热力性能的影响规律。结果表明:非对称波瓣上外扩张角在5°~25°变化时,在波瓣尾缘处,流向涡的无量纲涡量随上外扩张角的增大而增大。在S弯二元喷管出口截面处,热混合效率随上外扩张角的增大而增大,总压恢复系数随上外扩张角的增大呈现出增大-减小-增大的趋势。S弯二元喷管的壁面最高温度随上外扩张角的增大先下降后升高,其中上外扩张角为10°壁面温度最低,约为426K。     

连续式跨声速风洞大开角段整流装置设计数值模拟

采用阻尼网对大开角段内的气流分离进行控制,并合理设置其参数,是工程上有效的方法之一。为验证阻尼网工程设计方法的可靠性,以0.6m连续式跨声速风洞为背景,通过数值模拟,对工程设计方法的初步结果进行了验证,并在此基础上结合大开角段布置环境对阻尼网参数进行了优化。由计算结果知,采用方案3-4(两层阻尼网损失系数分别为1.6和1.0)时,大开角段出口截面的速度均方根偏差值(RMS)为14.5%;考虑布置环境影响,调整两层阻尼网损失系数至0.8和1.0时,RMS值为16.2%。研究结果表明,阻尼网工程设计方法结合数值模拟可以有效地应用于大开角段整流装置的设计,达到了抑制大开角段内气流分离,降低压力损失,提高出口速度均匀性的设计目标。     

大扩张角涡轮过渡段非定常流动数值仿真

为进一步减小涡轮过渡段流动损失,深入了解涡轮过渡段中的非定常损失机理,开展了大扩张角过渡段研究。在过渡段的非定常流动机理研究中,过渡段进口流场的最显著特点是:转子泄漏涡、通道涡和尾迹。采用数值方法对大扩张角涡轮过渡段进行3维非定常数值仿真。结果表明:支板尾缘部分的静压波动小于支板前缘部分的;高压涡轮静子尾迹被转子切割后进入转子通道中向下游传播并在过渡段内形成尾迹通道,尾迹在过渡段内的时空演化是过渡段内损失的主要来源;过渡段支板表面负荷分布发生明显的周期性变化,支板表面承受较强的非定常力,在过渡段设计中必须考虑。     

导弹水下发射近筒口点火时机选择影响研究

潜射导弹蒸汽-燃气弹射出筒时,弹尾会附着燃气泡,该尾空泡的发展形态会对水下点火燃气射流流场的建立产生影响。为了研究水下发动机不同工作状态发射流场结构变化及原因,采用Mixture模型和动网格技术对发动机处于尾空泡的三种包覆状态:扩张初期、收缩初期、完全闭合状态(对应点火位置分别为2.2m,4.3m,6.5m)的燃气射流动态流场进行数值模拟。仿真结果表明,尾空泡收缩程度越大,发动机喷管流场结构越复杂,尾空泡不断地膨胀-颈缩,使得发射平台受到较大的压强脉动;当尾空泡未处于收缩状态阶段且发动机运动一定安全距离4.3m时点火,既有利于燃气射流流场的建立,同时发射筒及艇体受到的压力脉动最小,从而有效地提高了水下点火发射的安全性。     

超燃冲压发动机进气道不起动仿真研究

对超燃冲压发动机进气道-隔离段进行了二维稳态流场数值模拟,给出了超燃冲压发动机进气道起动到不起动整个过程的数值模拟结果。得到了不同压比下、不同攻角下进气道-隔离段内部流场等压线图,分析了进气道-隔离段壁面静压分布特性,初步给出了进气道不起动状态的判断准则。      

双级轴向旋流器性能评估方法（二）——旋流器下游几何结构的影响

开展了双级轴向旋流燃烧室反应流场和燃烧性能的理论与数值研究。通过数值模拟研究了旋流强度与旋流器下游（套筒）几何结构对于燃烧室反应流场与燃烧性能的影响规律。结果表明:当旋流强度低时，旋转气流倾向脱离套筒喉部附近的壁面，形成类似喷射的流动；套筒扩张角越大，旋流强度增幅越大；当扩张半角为30°～70°时，气流扩张角随套筒扩张半角增加而增大。研究发现:存在临界套筒扩张半角为73°，大于该临界角时，气流与套筒发生“脱体”现象。通过理论推导与数值仿真相结合的方法，发展建立了套筒出口气流扩张角估算公式。通过与实验及数值结果比较发现，该公式能够对旋流器出口近场气流发展进行准确预测，为未来旋流器的设计提供了一种实用有效的方法。      

非对称波瓣下外扩张角对S型喷管气动热力性能影响

为了研究非对称波瓣下外扩张角对S型喷管气动热力性能的影响规律,以含非对称波瓣的S型喷管为研究对象,保持非对称波瓣长度、内扩张角、高宽比及上外扩张角不变,取定非对称波瓣下外扩张角依次为17.75°,22.75°,27.75°,32.75°,建立了一组具有不同下外扩张角的非对称波瓣S型喷管模型。通过数值求解Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS)方程,得到了S型喷管气动热力性能随非对称波瓣下外扩张角的变化规律。研究结果表明:第一个弯道上游流场中,流向涡具有较强的混合能力,其核心区无量纲涡量值随非对称波瓣下外扩张角增大而逐渐增大;然而,在第一个弯道下游流场中,所有模型对应的流向涡核心区无量纲涡量值均已非常微弱。在S型喷管弯道区域,流道流向、截面形状发生巨大改变,使得内外涵流体混合效果显著提高,但混合流体的总压恢复系数却急剧下降。混合流体热混合效率值受下外扩张角影响不明显,但S型喷管下半部分内壁面温度随下外扩张角增大而逐渐上升。在S型喷管出口,下外扩张角为17.75°模型的总压恢复系数为0.9464,高于其他3种模型,并且相对于该截面上总压恢复系数最低值增加了0.55%。     

水下齐射扰动特性

围绕水下垂直齐射伴随的多相传热传质流动以及运动耦合过程,建立涵盖多相流动、细长体运动以及适配模块变形载荷等在内的数值计算模型,对齐射扰动特性进行研究分析。结果表明:受流体载荷、适配模块变形载荷影响,细长体离筒横向位移和姿态等发生变化,在弹体轴向运动2倍弹长的发射过程中,齐射弹道横向位移可达01倍弹长,横向姿态角达到7°。此外,首发细长体发射后水倒灌及筒口气泡溢出过程对次发细长体发射时的筒口气泡形态和载荷状态产生显著影响,进而也会对其弹道产生干扰,在考察状态下,首发弹体与次发弹体离筒时横向角差异为01°,横向角速度差异达到75 (°)/s。     

气动热数值模拟中的网格相关性及收敛

针对气动热数值模拟中的网格相关性和收敛问题,采用计算流体力学(CFD)计算方法,以典型的钝头为算例,进行了数值模拟研究。研究结果表明:网格是气动热数值模拟中的关键因素,壁面附近法向网格间距最为敏感,热流结果随网格间距不同会出现数倍乃至数量级的差异,在得出正确的壁面压力结果的网格上不能保证得到正确的热流结果。分析认为壁面附近客观存在的巨大温度梯度是网格要求敏感的原因。计算表明:气动热计算的收敛过程比压力和流场收敛慢得多;在压力和流场完全收敛时,热流与最终的迭代收敛值偏差达20%以上;以方程残值的下降量级和压力收敛作为热流收敛的判别标准是不合适的。在气动热计算中,应直接观察热流数据的收敛,确保得到真正的收敛解。     

火焰筒壁高温区与近壁区流场的数值模拟研究

航空发动机火焰筒的大孔包括主燃孔和掺混孔,将多斜孔壁冷却方式应用到真实环形燃烧室的火焰筒壁上,运用CFD软件,通过数值模拟的方式,计算研究整个燃烧室的温度分布,特别考虑了火焰筒壁温的分布,对近壁区的流场进行计算研究。研究分析表明:内外环壁热侧大部分区域温度都保持在1 000 K～1 100 K,在材料的长期许用温度范围内;同时针对外环壁主燃孔和掺混孔附近的局部高温点,提出冷却方案,改善了近壁区的流场分布,对改善高温点起到了很好的效果,最大幅度降低达13.2%,壁面温度更加均匀,对降低热应力水平,延长火焰筒使用寿命有利。     

空心阴极的发射热特性研究

空心阴极的发射体在电子发射时会处于动态热平衡状态,这种发射热特性对发射体的利用率和工作寿命有重要意义。为研究空心阴极发射热特性及相关热设计方法,建立一种流-热耦合数值模型,将等离子体流场计算与组件热分布计算进行耦合,并采取一种逆向迭代方法来收敛计算,数值模型在验证试验下的计算误差低于11.3%。在此基础上,对发射体温差的机理以及阴极顶孔径对发射体温差的影响规律进行数值分析,主要结论为:羽状模式下的核心电离区较发散,导致发射体温差较点状模式高出50 K左右;适当增加阴极顶孔径可对发射体温差有降低作用。     

引射/强迫式波瓣混合器开设通气狭缝的流动分离控制

为了抑制大扩张角波瓣混合器主流侧瓣顶内存在的流动分离现象,在基准波瓣混合器上开设了通气狭缝,通过数值模拟的方法研究了上述处理对次流分别为受迫流动和引射流动两种情况下的波瓣混合器抑制主流流动分离的效果.研究结果表明:①波瓣扩张角小于35°时,波瓣混合器内没有任何的流动分离的现象发生,当波瓣扩张角增大到35°时,波瓣内开始出现流动分离,继续增大波瓣扩张角,则波瓣混合器内流动分离加大;②对于次流为受迫流动的大波瓣扩张角波瓣混合器而言,开设了通气狭缝后,流动分离得到了有效的抑制;③对于次流为引射流动的波瓣混合器而言,对存在流动分离的大波瓣扩张角波瓣混合器开设了通气狭缝后,流动分离并未得到了有效的抑制,通气狭缝的存在提前诱发主流侧流体的分离.