支板喷射超声速湍流燃烧的大涡模拟

为了发展可行的超声速湍流燃烧大涡模拟方法,将设定型PDF(Probability Density Function)模型与LES(Large Eddy Simulation)相结合以封闭亚格子湍流-燃烧相互作用,并将模型用于支板喷射超声速湍流燃烧流场的数值模拟。分别对冷流及燃烧流场进行了模拟,计算结果与实验测量符合较好,表明了所采用方法及模型的可行性。冷流条件下,大尺度湍流涡通过卷吸、拉伸运动主导支板尾迹区的近场混合,并通过破碎过程影响远场混合。燃烧条件下,回流区尺度扩大,剪切层中形成的高温燃烧产物通过大涡卷吸以及回流区末端对流作用进入回流区并与其中的燃料喷流相互作用,使部分燃料预热升温并进入回流区两侧剪切层与主流空气混合、燃烧,从而实现火焰稳定。在薄反应剪切层及大尺度反应涡的边界区域,LES网格不足以直接求解湍流与燃烧的相互作用,PDF模型给出了较强的亚格子脉动。     

超声速/高超声速双拐点喷管设计

为实现直连式试验台、高温风洞等试验设备的多马赫数运行,提出了双拐点喷管设计方法.喷管分2段设计,第1段共用,采用3次B-Spline函数描述喷管轴线马赫数分布.首先采用特征线方法求解Euler方程,得到无黏的理想喷管型面.其次采用参考温度方法求解边界层位移厚度,对无黏壁面进行修正得到实际壁面.共用段喷管出口的平行均匀流作为第2段喷管设计的初值.为验证设计方法的可行性,设计了中间马赫数为3.0,出口马赫数分别为4.0,4.5和5.0的双拐点喷管,并采用雷诺平均的Navier-Stokes方程对设计的喷管流场进行数值模拟.计算结果表明:喷管出口流场均匀,试验菱形区的马赫数误差小于1.2%.该方法提高了喷管设计精度,保证消波干净,为直连式试验台、高温风洞等设备的多个喷管共用一套动力系统提供了基础.      

隔离段反压对激波串起始位置的影响

使用商业软件FLUENT对三维矩形截面隔离段流场进行了数值模拟。在来流马赫数2.3条件下,通过改变不同的反压来研究反压对不同长高比等截面隔离段和带扩张角隔离段激波串起始位置的影响。结果表明:隔离段长高比对反压与激波串起始位置之间的关系有非常大的影响,当长高比不是非常大时,激波串起始位置与反压成线性关系,当长高比超过此范围后,线性关系不再成立。     

尾喷管构型对类乘波飞行器性能影响

采用二维耦合隐式欧拉方程和标准k-ε湍流模型对类乘波飞行器内外流场进行了数值仿真研究,离散采用二阶迎风格式,在考虑粘性影响的前提下,分析了倾角为8,°11,°13°和15°的尾喷管对类乘波飞行器分别处于进气道关闭、发动机通流以及发动机点火三种不同的工作状态下性能的影响。结果表明当尾喷管倾角为11°时,飞行器的升力特性、阻力特性和俯仰力矩性能得到了权衡,性能得到了提高,为下一步的改进工作提供了参考。     

激波对凹腔火焰稳定器流场影响

为揭示激波对超声速流中凹腔流场的影响规律,在超声速流中利用长9 mm,坡度为23°的斜坡产生激波。组合利用高速摄影仪和纹影仪,采用碘钨灯、连续激光和脉冲激光作为光源,摄像曝光时间分别为1 m s,8 us,8 ns,获得了斜坡激波入射在单个凹腔中部、中后部和后部,以及激波入射在不同构型凹腔相同位置的流场纹影图像。结果表明,凹腔自由剪切层在受到激波撞击后,在入射点前会发生弯曲而偏向主流,在入射点后加速发展和破碎;激波入射点靠近前沿则引起凹腔前沿激波的增强,靠近凹腔后沿导致再附激波减弱。     

第二喉道超声速引射器启动性能理论研究

为了给带第二喉道的超声速引射器的工程设计提供设计依据,提出了一套快速分析其启动性能的方法.该方法采用特征线方法分析一次流喷嘴出口流场,结合Korst再压缩判据确定引射器盲腔压力,采用一维控制体方法计算第二喉道引射器的下游流场.采用该方法可以较好地估计第二喉道极限面积比、最小启动压比以及对应的盲腔压力.研究了一次流物性参数比热比和3个几何参数对引射器启动性能的影响.结果表明:该启动性能分析方法具有较好的一致性;较低的盲腔压力对应较高的最小启动压比.      

液氢/液氧火箭发动机燃烧过程二维数值模拟分析

本文应用数值模拟方法对液氢/液氧火箭发动机燃烧过程进行了计算,给出了发动机燃烧室内燃气参数分布。计算中通过随机喷雾模型确定液氧滴进入燃烧室的初始条件,应用高压蒸发模型计算液氧蒸发速率及Arrhenius公式计算氢氧气相化学反应速率。贴体网格由TTM方法生成,数值方法采用一步隐式预测、两步显式校正的PISO算法,控制方程在非交错网格下离散并且对流项采用了二阶迎风格式。      

气液同轴直流式喷嘴喷雾及燃烧试验研究

介绍了气液同轴直流式喷嘴的冷流喷雾特性实验研究和热点火燃烧试验工作。冷态实验以空气和水作为模拟工质在亚临界条件下模拟燃气和液氧, 研究了气液喷嘴的雾化特性、流量特性和气液两相的相互影响。用液氧和高温燃气对多个喷注单元组成的喷注器在超临界压力下进行了燃烧试验。通过冷态和热态试验, 确定了 4种喷嘴的性能优劣。      

尾喷管构型对高超音速飞行器纵向静稳定性的影响

尾喷管构型的选取在高超音速飞行器一体化设计中有着举足轻重的作用.采用二维耦合隐式欧拉方程对高超音速飞行器内定常无粘流场进行了数值仿真,分析了尾喷管斜面倾角分别为8°、11°、13°和15°时,其构型对高超音速飞行器处于3种不同工作状态下(即进气道关闭、发动机通流和点火)纵向静稳定性的影响.结果表明,当尾喷管斜面倾角为11°时,高超音速飞行器的纵向静稳定特性较好,为下一步改型工作提供了参考.     

凹腔型亚燃冲压发动机燃烧效率研究

通过开展亚燃冲压发动机直连式试验,研究了不同来流条件、不同余气系数时的燃烧性能.结果表明:燃烧效率受来流温度的影响较小,但随着余气系数增加,燃烧效率降低.总体而言,凹腔型燃烧室具有0.9左右的燃烧效率,初步达到了亚燃冲压发动机的实用化要求.