波瓣数对波瓣S型混合二元喷管气动热力性能影响

依据某型涡扇发动机波瓣S型混合二元喷管,保持波瓣混合器长度、内扩张角、外扩张角以及宽高比不变,依次取波瓣混合器波瓣数为12,14,16,18,20,建立了一组具有不同波瓣数的波瓣S型混合二元喷管模型.采用经过验证的CFD方法,研究了波瓣数对波瓣S型混合二元喷管气动热力性能的影响规律.结果表明:在波瓣尾缘截面至第1个S弯截面区域,波瓣数对流体混合程度产生很大影响,并且热混合效率近乎随波瓣数增加而增加.在第1个S弯截面至波瓣S型混合二元喷管出口截面区域,波瓣数为16的波瓣S型混合二元喷管模型的总压恢复系数始终最低,其余模型的总压恢复系数以及热混合效率没有明显差别.在波瓣S型混合二元喷管出口截面上,波瓣数为16的波瓣S型混合二元喷管模型的热混合效率最高,达到0.850,然而其总压恢复系数相对于该截面上最高值下降了0.289%.此外,波瓣S型混合二元喷管的渐缩型流道能够提高流向涡强迫混合效果,但同时也加速流向涡的耗散速率.      

双级波瓣引射混合器的引射性能

采用实验和数值方法对双级波瓣引射混合器的引射性能进行研究,重点研究混合管在两种不同进口方式下的引射混合器气动特征差异,并初步分析混合管面积比和长径比对双级波瓣引射混合器引射性能的影响.结果表明:混合管进口方式对引射能力有非常重要的影响,在研究的结构参数条件下,对于受限式进口,单级波瓣引射混合器的引射能力要强于双级波瓣引射混合器约10%;而对于敞开式进口,其引射能力要优于受限式进口最大约35%,此时双级波瓣引射混合器的引射能力要略好于单级波瓣引射混合器.在较大的混合管面积比或较小的长径比下,敞开式进口下双级波瓣引射混合器较受限式进口表现尤为优越.      

采用锯齿冠状混合器的加力燃烧室燃烧特性数值研究

基于计算流体动力学(CFD)技术,采用涡耗散燃烧模型对环形混合器和锯齿冠状混合器的加力燃烧进行三维两相化学反应流的数值模拟.计算结果表明:相对于环形混合器,锯齿冠状混合器能够显著提高外涵气流的温度和内涵的含氧量,在相同的供油方案下,使得燃烧效率提高14.9%.      

波瓣穿透率对波瓣混合排气系统性能影响

基于Navier-Stokes方程组对某型涡扇发动机波瓣强迫混合排气系统进行了数值模拟,获得了波瓣长度以及扩张角分别不变时,不同穿透率模型的流场、涡量场的变化规律,揭示了通过不同方法改变穿透率对强迫排气系统混合性能的影响。模拟结果表明,在排气系统出口处,当瓣长一定时,热混合效率随穿透率的增加先增加而后逐渐趋于不变,当波瓣扩张角不变时,热混合效率随穿透率的增加而增加;总压恢复系数和推力系数随穿透率的增加均不断降低。     

旋流静态混合器内脉动壁压符号时间序列复杂度分析

为了研究旋流静态混合器内瞬态壁压非线性符号化特性,利用高速动态数据采集系统对直径为0.1m、长径比为2的旋流静态混合器内湍流脉动壁压进行测量。基于瞬态壁压序列的有限统计复杂性对3种符号化转换方法进行了评估,并优化了数据采样长度和小波分解尺度。分析发现动态法保留静态混合流动有效信息能力优于其他两种方法。运用动态法和db2小波相结合对1～15尺度下的压力波动信号进行多尺度符号化复杂度分析。实验研究表明：随着轴向位置的增加,系统的稳定性增强,相对复杂度降低。7.8125Hz以上信号随着流体微团脉动频率的降低其相对复杂度呈双曲线衰减,而0～7.8125Hz信号相对复杂度随信号频率的降低呈线性衰减,表明静态混合是一种具有宏观大尺度稳定性和局部小尺度不稳定的多尺度结构的流体动力学系统。     

菊花形混合器混合效率理论计算

在菊花形混合器混合增强机理深入分析的基础上,采用环形流线流动模型、平板火焰扩散模型以及三维细长体近似法等,提出了涡扇发动机内外涵菊花形混合器在相同出口面积条件下,相对于环形混合器,其混合效率的解析解.对某涡扇发动机的多工况计算结果表明,菊花形混合器混合效率解析解的计算精度较高,可以用于菊花形混合器混合效率的快速计算.      

马赫数2.5超燃室中超/亚声流流向涡掺混冷态流场数值研究

结合实验,对一种带亚声速预燃室和流向涡掺混器的超声速燃烧模型燃烧室,在其进口马赫数为2.5的来流条件下,进行了冷态流场的数值研究.计算与实验得到的燃烧室沿程压力分布相当一致,计算与实验得到的激波结构也基本吻合.计算结果表明:首先,在马赫数2.5的来流条件下,亚燃预燃室易于达到启动状态;其次,流向涡掺混器增强超/亚声速流之间的掺混的效果明显,但其掺混深度尚有限;最后,流向涡掺混的超燃室掺混段有着复杂的激波膨胀波波系,波涡干涉和激波附面层干涉结构.     

Ku波段镜像抑制混频器的研制

介绍一种小型化Ku波段镜像抑制混频器设计方案,以单片无源双平衡混频器为基础,对主要关键电路射频正交耦合器、中频正交耦合器以及本振同相功分器进行电路优化设计及制作。在近1GHz的带宽内成功实现了镜像抑制大于20dB,插入损耗小于10dB,隔离度大于25dB的Ku波段无源镜像抑制混频器。实测结果表明,系统具有低损耗、高隔离度、高镜像抑制及高集成度的特点,在捷变频雷达、通信及遥测等系统中具有较好的应用前景。     

微波瓣燃烧器中流向涡混合数值研究

为了检验波瓣喷管下游流向涡能否促进燃烧, 对尺度为毫米量级的微波瓣喷管混合燃烧器中流向涡的行为进行了数值模拟研究.研究发现, 微波瓣喷管燃烧器中远没有微波瓣喷管混合器中非常强烈的流向涡形成和发展, 造成差别的根本原因在于本该形成流向涡的主次气流接触界面变成了燃烧火焰的锋面, 燃烧反应气流体积的急剧膨胀使流向涡环量迅速耗散衰减.另外, 流场计算结果显示在4波瓣和8波瓣微喷管燃烧器中主次流接触初期有较明显的流向涡生成、发展和很快消失, 而在12波瓣微喷管燃烧器中基本没有明显的流向涡形成和发展.但是, 对比模拟表明, 在同样边界条件下12波瓣微喷管混合器中却有非常明显的流向涡的形成和发展.      

高空飞行环境中液体运载火箭底部热环境研究

采用数值模拟和飞行测试验证相结合的方法对液体运载火箭高空对流/辐射耦合换热问题开展系统深入研究。基于燃气多组分输运Navier-Stokes方程、热辐射方程、Realizable k-ε两方程湍流模型,建立了高空含自由流的运载火箭燃气喷流流动模型。辐射模型采用离散坐标法(DOM),空间离散采用二阶迎风TVD格式,对多个典型飞行高度火箭底部热流进行大型并行计算,将数值结果与试验数据进行广泛对比,验证了计算模型的精度和有效性。数值研究表明,火箭底部辐射热流在刚起飞阶段达到最大值,随着飞行高度上升,辐射热流逐渐降低,火箭底部对流热流表现为先升高后降低的趋势,并在20 km高空达到峰值。本文的预测分析方法对液体运载火箭底部热防护设计具有重要的理论意义和工程应用价值。