壁面加热湍流标度律的实验研究

用热线风速仪测量了风洞中壁面加热和不加热平板湍流边界层不同法向位置的流向速度和温度的时间序列信号，研究了壁面加热的边条件和不同法向位置的剪切作用对速度和温度增量的p阶结构函数的非线性反常标度律的影响，实验结果表明，壁面加热的边界条件不同法向位置的剪切作用对层次结构模型中间歇参数β和最奇异指数γ的影响明显存在，并初步分析了在具有强剪切作用的壁湍流中这种影响产生的原因。     

尖前缘翼干扰区的壁面压力和热流率分布

本文给出Ｍ＿∞＝７．８和６．７２，Ｒｅ＝３．５×１０￣７／ｍ和５．４×１０￣７／ｍ气流绕迎角为２０°、３０°和３５°尖前缘翼运动时，平板锥型干扰区的壁面压力和热流率分布。结果表明：（１）平板锥型干扰区的特征几何尺度与无粘激波角β＿０和翼迎角α相关，而壁面压力和热流率的峰值与法向马赫数Ｍ＿ｎ相关。（２）翼面压力和热流率分布由于受拐角涡影响，前者在翼根部呈波谷状，而后者呈波峰状，影响尺度与翼前缘处来流边界层厚度有关。     

横向互击型层板喷注器的喷雾特性

利用激光粒子动态分析仪 (PDA)对 180°互击型层板式喷注器的喷雾特性进行了试验研究 ,测量了喷雾典型区域的液滴速度、直径、体积通量密度等参数。分析了喷注器的雾化过程和喷雾特点 ,同时重点研究了喷口槽宽、推进剂流道面积比以及推进剂喷注速度比等参数对喷雾特性的影响。试验结果表明 :喷雾沿喷口展向可分为三个明显区域 ,中间区域流量较小但雾化较细 ,从槽两端喷出的液雾流量较大但液滴尺寸较大。对于一定的流道截面比γd 和喷注速度比γv,存在一个最佳的喷嘴槽宽w使雾化质量最优。同时 ,在喷嘴槽宽合适时 ,流道截面比γd 和喷注速度比γv 的适当增大有利于改善雾化     

高速流中壁面剪应力某些测量方法

本文综述了高速流中壁面剪应力的三种测量方法——普雷斯顿管法,底层隔板法和表面热膜法。着重讨论压缩性影响。作者还用 White-christoph 壁面律,导出计及压缩性,压力梯度和壁面热传导影响的普雷斯顿管理论校准公式,又从二维可压缩边界层的能量积分关系导出了表面热膜测量所需的壁面剪应力和压力梯度、压缩性及壁面热传导率的关系式。     

等离子体助燃下超燃支板燃烧室燃烧特性数值研究

为了将支板喷注器与等离子体射流这两种促进超声速燃烧室燃烧的方式结合起来,设计了一种带有等离子体射流喷孔的支板燃烧室,并在超声速来流的条件下,针对燃料喷注总压、燃料喷注位置、等离子体射流介质、等离子体射流总压对燃烧室燃烧性能的影响进行了三维数值模拟。研究发现:增大燃料的喷注总压,燃烧室的燃烧范围明显增大,燃烧效率呈现出先增大后减小的趋势,在燃料喷注总压为2.0MPa时,燃烧效率达到最大值90.4%;不同的燃料喷注位置对燃烧室的燃烧范围影响较小;等离子体射流介质为O2时,燃烧效率最高,燃烧范围最广;提高等离子体射流的喷注总压,能够提升凹腔剪切层高度,有效促进燃烧,但同时也带来了更高的总压损失。     

超声速燃烧室乙烯/空气等离子体射流点火试验研究

在来流马赫数1.8,总温800K的超声速燃烧直连式试验台开展了乙烯/空气等离子射流点火的试验研究。采用高速摄影仪拍摄了等离子体射流流场结构、自发光火焰图像和火焰纹影图,对比分析了燃料喷注压力、混合燃料、等离子体射流介质对点火特性的影响。试验结果表明,等离子体射流与主流之间的剪切作用形成了大尺度的涡结构,射流尾流工质主要存在于凹腔剪切层附近,射流与主流干扰的全局特征主要表现在射流诱导的弓形激波上,射流动量的增加,激波强度增强。燃料喷注压力升高,点火后燃烧室稳态压力升高,同时压力响应曲线提前;乙烯喷注压力低于0.33MPa时,压力曲线出现一定震荡,燃烧室无法建立稳定火焰,在0.33~0.624MPa时燃烧过程存在超燃向亚燃燃烧模态转换,高于0.624MPa时点火过程趋于平稳。乙烯和甲烷混合燃料的点火贫油极限出现在喷注压力0.394MPa附近。等离子体射流虽能提供高温工质,但是其射流尾流中经冷空气掺混的部分气体分子将对燃料浓度起到稀释作用,进而影响点火性能。     

气液针栓式喷注器液膜破碎过程和结构的数值研究

为了更好地认识针栓式喷注器雾化场的结构，基于网格自适应加密技术以及VOF (volume of fraction)方法追踪气液的分界面，采用realizable k-ε湍流模型模拟整个流动过程，还原了不同时刻气/液撞击的初次破碎过程，数值模拟结果与高速摄影试验结果定性定量对比均吻合较好，验证了数值方法的准确性。进一步对针栓式喷注器气/液撞击的初次破碎过程、内部流场涡结构、速度场进行分析，研究了初次破碎雾化的动力学过程和机理。研究结果表明：液桥的形成主要是由液洞的扩展和拉伸、合并而形成，而液滴主要是由中心液膜拉伸、液丝断裂以及液桥断裂而形成，液膜破碎阶段形成的涡结构是造成液膜断裂的主要原因。     

油膜干涉测量翼型壁面摩阻低速风洞试验技术

油膜干涉试验可以定量测量得到模型壁面的摩擦应力,是开展摩阻特性研究的有力工具。通过对油膜干涉试验技术中的试验原理、试验方法、误差修正、数据结果分析等关键问题的研究,初步建立了试验系统,具备了开展模型壁面摩阻特性研究的试验能力。综合分析表面热膜试验结果与数值计算结果,在以模型弦长为特征长度,试验雷诺数 Re ＝1．3×106的条件下,翼型表面摩擦应力沿模型弦向的分布规律具有较好的一致性。     

多喷嘴构型的轴对称氢氧加热器设计与仿真

为了使氢氧燃烧加热器满足自由射流试验台工作需要并获得均匀的出口气流参数,采用同轴剪切式7个喷嘴轴对称构型喷注器,利用CFD仿真软件对其进行了三维反应流场计算,燃烧模型采用氢氧单步反应模型,获得了设计工况下的参数.计算结果表明:燃烧效率随着中心喷嘴与外围喷嘴距离L与喷注面板半径R之比(L/R)的增大先上升后下降;喷注面板的温度随着L/R的增大而降低,最终维持在600K左右;加热器出口的氧气摩尔分数以及总温的均匀性基本不随着L/R变化而变化;出口主流区的马赫数在6左右满足设计要求.在各个喷嘴的影响区域大致相等时,加热器综合性能良好.氢氧速度比越大,完全燃烧所需区域越短,喷注面板温度越高.与单喷嘴、19个喷嘴的加热器比较发现7个喷嘴的构型较为合理.      

蜂窝式轴心通风器油气分离性能计算

为对航空发动机蜂窝式轴心通风器油气分离效率进行研究,建立考虑油气双向耦合的流场计算方法及油滴/壁面相互作用模型,在验证通风阻力及油气分离效率可靠性的基础上,对不同转速、通风流量和环境温度下蜂窝式轴心通风器的油气分离效果进行计算和分析.结果表明:转速的增加会使油气分离效率得到提升,而通风流量和环境温度的增加则导致油气分离效率的降低.蜂窝孔结构的加入对通风阻力影响不大,却对通风器的滑油分离过程起主要作用,计算表明其对滑油分离贡献率在80%以上.