支板布局对三维侧压式进气道特性的影响

对采用前掠、后掠及混合掠支板布局的三维侧压式超燃发动机进气道（工作马赫数4～6）开展了数值计算，详细比较了不同支板布局的流场波系、边界层发展以及总体性能特征，主要结论有：（1）后掠支板进气道的起动马赫数范围较宽，但附加溢流大，需前移唇口保证流量系数，结果上顶板反射激波加强，总压损失和流场畸变较大；（2）前掠支板进气道能保证较高的流量系数及总压恢复系数，但低马赫数起动困难；（3）混掠支板进气道综合了前掠与后掠布局的优点，能够保证较宽马赫数范围内的工作和较优的进气道性能，但需优化。     

煤油超燃冲压发动机两相流场数值模拟(I)数值校验及总体流场特征

针对一种带三维导流型凹槽的煤油超燃冲压发动机,考虑两相(颗粒随机轨道方法)、湍流(Menter的SSTk ω模型)和多步燃烧机理(代用燃料C12H23的17组分30步化学反应机理),对飞行马赫数M0为4和6的典型工况开展了初步数值研究。结果流道壁面压强分布与试验值取得了较好的吻合,不过M0=6工况的第一凹槽组附近的存在约23%的数值误差。给出了误差原因。进一步分析表明(1)M0=6工况的分段燃料喷注对整体燃烧产生了有利影响,导致了较高的燃烧效率。(2)M0=4工况采用了不合理喷注参数,结果煤油穿透深度不足,获得了较低的燃烧效率。(3)三维导流型凹槽附近的湍流效应明显,对掺混产生了有利影响。不过超声速主流的湍流强度远大于亚声速主流情况。     

基于多核并行计算的超燃冲压发动机一维模型实时性研究

在发动机控制系统设计中,为了缩短设计周期、降低研发成本,需要建立面向控制的、较为精确的、实时性高的超燃冲压发动机性能计算模型,以保证模型精度、提高计算速度为研究目标,基于多核高性能计算仿真平台,开展了面向控制的超燃冲压发动机一维模型实时性优化工作。运用简化计算流程、改进C语言程序、开拓缓存区等方法有效提高了一维模型计算速度。创新性地尝试了计算流体力学并行化方法,对隔离段和燃烧室一维模型进行结构分解。计算网格平衡分配至多个中央处理器,并借助核间数据通讯实现多核并行计算。与串行模型计算结果对比,七核并行计算模型性能参数偏差不超过0.1%,全工况仿真时间小于30ms,计算耗时较优化前缩短了75%以上。实时性优化后的多核并行模型计算精度高、速度快、收敛性好,可以作为超燃冲压发动机控制系统设计和半实物仿真验证平台。     

煤油超燃冲压发动机两相流场数值研究(Ⅱ)导流型凹槽对增强掺混和火焰稳定的影响初探

对新型三维导流型凹槽的流动、燃料喷注、雾化、惨混及燃烧特征进行了初步研究，并与传统二维结构凹槽的流动进行了对比。结果表明：(1)与传统二维结构的凹槽相比，导流型凹槽能够诱导较强的横向漩涡和湍流，促进凹槽内部及凹槽与主流的动量、能量和质量交换，从而增强超燃掺混和火焰稳定。但其效果随具体结构和流动条件存在差别。(2)导流型凹槽在增强火焰稳定的同时加剧了凹槽内部的流动不平衡。这种不平衡对凹槽内部的燃油喷射及雾化有重要影响。应该在不同的凹槽结构和流动条件下合理设计并优化喷注方案。(3)计算中观察到由于凹槽附近剧烈的燃烧导致了局部回流。     

超燃冲压发动机性能参数测量不确定度分析

以AIAA(AIAA S-071A-1999)推荐的不确定度评估标准,借鉴国内外在风洞试验、航空发动机性能测量、火箭发动机地面试验性能等不确定度分析方面开展的研究工作,建立了符合统计学一般原理的超燃冲压发动机总体性能参数测量不确定度分析和计算方法,开展了超燃冲压发动机总体性能参数测量不确定度进行了分析。结果表明:超燃冲压发动机自由射流试验中系统误差引入的不确定度占主导地位,占总不确定度的90%以上。该研究结果有利于提高超燃冲压发动机总体性能测量精度,为超燃冲压发动机的科学研究和工程设计提供支撑。     

基于集总参数方程的超燃冲压发动机性能计算模型

针对目前常用的基于微分方程的超燃冲压发动机性能计算模型的不足,提出了基于集总参数方程的超燃冲压发动机性能计算模型。将基于控制体法的0D积分形式的守恒方程(流量连续方程、动量守恒方程和能量守恒方程)和化学动力学模型相结合,辅以临界流量法,应用于隔离段和燃烧室的1D流场计算,实现了双模态超燃冲压发动机各种模态的隔离段和燃烧室的流量平衡计算,可以捕捉到热力学喉道,确定了隔离段流动状态和燃烧室的工作模态,进而实现超燃冲压发动机全飞行包线内和全工况下的特性计算。计算结果表明,基于集总参数方程的计算模型不但能够克服基于微分方程的计算模型的缺点,而且还具有计算精度高、计算速度快、收敛性好等优点,为超燃冲压发动机总体性能计算和方案设计提供了一种很好的参考。     

液体火箭发动机声振环境试验及统计能量分析研究

对试车台上某型液体火箭发动机单机试车时发动机产生的喷流噪声和发动机上方目标声场进行了多次测量,并基于统计能量分析方法建立了该箭体-火箭发动机系统的声振分析模型,以试验和计算相结合的方法对有效载荷舱目标声场进行仿真计算,并和试车台上目标声场测试结果进行了对比分析,两者具有较好的一致性,表明该分析方法在中高频进行结构声振预示的可行性。     

矢量喷管数学模型研究

采用计算流体力学的有限体积法和神经网络方法,对矢量喷管的统一数学模型进行了研究,并得到了一种以神经网络描述形式的数学模型。该模型为矢量喷管控制规律和带有推力矢量的飞行／推进系统综合控制的研究提供了一定基础。     

一种基于流管收缩比分析超声速进气道临界性能的方法

为研究进气道临界总压恢复系数与主要几何特征之间的联系,通过零维流动分析,提出了一种基于流管收缩比计算临界总压恢复系数的理论公式,并与通常采用的基于喉道参数的计算方法进行对比分析,阐述了两种计算方法的不同物理意义。该公式表明,进气道临界总压恢复系数等于流管收缩比、函数K(Ma_th)及Q(Ma∞)三项乘积。研究了计算公式中各变量对临界总压恢复系数的影响,分析表明流管收缩比是决定临界总压恢复系数的重要变量。在大多数情况下,流管收缩比与临界总压恢复系数具有正相关的变化规律。      

喷管尺寸对超声速喷流噪声影响研究

为研究喷管尺寸对超声速喷流噪声特性的影响及其声场分布规律而设计了冷流实验系统,选用3种不同尺寸的喷管,采用LMS数据采集系统及噪声处理软件,对不同喷管尺寸、不同来流压强下的喷流噪声进行了采集和处理.实验结果表明,超声速喷流噪声具有较强的指向性,随着测点偏离喷流中心轴线角度从30°增加到180°,其声压级峰值逐渐减小,峰...