超声速二元进气道流场特性分析

采用一维气动分析和三维流场数值模拟两种方法,对超声速二元进气道的性能进行了研究.研究结果表明,超声速进气道侧向膨胀对进气道性能影响显著,侧向膨胀使进气道喉部马赫数增大,扩张段正激波强度增大,进气道总压恢复系数和流量捕获系数都减小.     

轴流压气机孤立转子内流场数值模拟

针对跨声速轴流压气机转子叶排中的流动，利用高分辨率的三阶NND格式和LU-SGS隐式推进迭代法，建立了孤立转子内三维N-S方程的高分辨率和高效率的数值分析程序。用该程序分别计算了NASA-37跨声速转子，计算结果表明：所建立的孤立转子程序能够较好的模拟轴流压气机叶排内流动情况。数值分析结果与实验吻合较好，从而证明了该程序的有效性。     

机载武器发射对航空发动机的影响

通过对机载武器发射过程对发动机稳定性和性能影响的研究,分析了武器发射过程中发动机产生性能下降的机理;阐述了压气机的喘振边界的预测方法;建立了武器发射对发动机稳定性及性能的影响的计算模型,并开发了数值仿真系统。设计的系统扩展性强、通用性好、计算速度快。研究的方法及计算结果可为航空发动机及机载武器发射过程设计提供参考。     

罚函数法在求解航空发动机非线性方程组中的应用

针对求解分排涡扇发动机非线性方程组过程中出现的喷管进入无意义工作范围导致计算发散的问题.在传统的牛顿法中结合罚函数法,提出了一种新的非线性方程组求解方法.对某大涵道比分排涡扇发动机进行了仿真计算验证,并且将计算结果、收敛情况和传统的牛顿法进行了对比.结果表明,能够较好地处理喷管进入无意义工作范围导致计算发散的问题,改善了计算的收敛性.     

涵道螺旋桨动力装置最优设计新方法的研究

为了探索涵道螺旋桨动力装置工程设计新方法，在自由螺旋桨设计的基础上，根据Theodorsen的片条理论，涵道后缘的库塔条件以及边界页微元涡丝的诱导方程，构筑涵道螺旋桨叶片涡强度分布的计算模型，然后用该模型代替Prandtl的动量损失函数及环量函数，使自由螺旋桨的最小能量损失的设计方法推广到涵道螺旋桨基于Betz条件的最优设计。再根据给定的设计要求，即可计算出经过最优设计的涵道螺旋桨的基本尺寸以及涵道的基本尺寸。经过研究证明，在新方法中的涡强度分布计算模型在理论上是正确的，设计模型的风洞实验与理论计算数据基本吻合，证明了该设计方法的可行性。     

简单控制规律下涡喷发动机特性的研究

研究了用于无人飞行器上使用的小推力级涡喷发动机在简单控制规律下的多种重要特性。通过计算横模拟方法，重点研究某型发动机的设计点性能装订方法、不同进口温度条件下发动机的稳定工作裕度以及发动机能够适应的飞行包线，并揭示了发动机的一些潜在的缺点。计算结果在发动机设计、生产和使用过程中有重要的指导意义。     

Experimental Investigation of Hydrocarbon-fuel Ignition in Scramjet Combustor

模拟飞行Ma=3．5的超燃冲压发动机的燃烧室进口条件，采用氢为先锋火焰，在氢氧燃烧加热脉冲风洞上，对超燃燃烧室煤油燃料的点火和火焰稳定进行了实验研究，实现了煤油的点火和火焰稳定。实验测量了燃烧室壁面压力分布，并拍摄了燃烧火焰紫外光图像。实验表明，在燃烧室进口温度较低(小于900K)的条件下，在超燃燃烧室中实现煤油自燃十分困难，采用氢为先锋火焰实现煤油的点火是较为有效的途径之一。     

燃料喷射位置对凹槽火焰稳定特性的影响

采用混合分数平衡化学模型,燃烧与紊流相互作用的PDF模型和离散液滴模型,研究了不同位置喷射燃料对双模态冲压发动机燃烧室中煤油超声速燃烧凹槽火焰稳定特性的影响。结果表明,凹槽内均出现燃料和空气的混气,以及燃烧产生的高温区,可以达到稳定火焰,增强燃烧的目的;从凹槽局部参数以及燃烧室壁面静压的分布来看,凹槽上游0位置喷射燃料,更有利于燃料与空气的混合、燃烧,并且燃烧室总压损失较小,是最佳的喷射方式。验证了我们在实验研究中的所采取的设计方案。同时,有关煤油超声速燃烧的研究可以通过数值实验,并对实验测量起到指导作用,从而减少风洞实验次数。     

超声速气流中煤油燃烧的实验研究

为了得到双模态超燃冲压燃烧室模型在不同飞行马赫数时的性能参数，在直连式风洞中，飞行马赫数为4，5，6的来流条件下，对液体煤油的超声速燃烧进行研究。对于试验的三种热态工况，液体煤油实现了点火，并稳定燃烧；并且其工作状态都是典型的亚燃冲压模态。通过一维模型对壁面静压进行分析，得到了燃烧室流场参数和性能参数。在各个飞行马赫数和当量比条件下，燃烧室出口总压损失分别是0．565，0．696和0．725，都接近试验测量值；燃烧室出口的燃烧效率分别为0．82，0．67和0．60。不同飞行马赫数下双模态燃烧室试验数据和参数，为其性能的进一步改进提供了实验依据。     

涡轮冲压组合循环发动机引射过程数值模拟

为了研究气流参数和几何参数对TBCC发动机引射工作过程的影响，基于CFD技术，采用数值求解N-S方程的方法，开展了对TBCC发动机引射工作过程的数值模拟研究。基于TBCC发动机引射过程数值模拟结果的分析，可以发现：随着引射段主流（涡轮发动机排出气流）的进口气流角度增加，总压和马赫数的分布趋于均匀，但是总压损失逐渐增大，因此在TBCC发动机引射段结构设计时，不应使涡轮发动机的排气角度过大。存在一个最小的引射段长度Lmin，当引射段长度小于Lmin。时，随着引射段长度的增加，总压损失显著增大；当引射段长度大于Lmin时，随着引射段长度的增加，总压损失基本不发生变化。