高温超声速流中爆震波特性数值研究

通过对高温超声速流中爆震波性质的研究,评估其在高超声速冲压发动机燃烧室的燃烧组织中应用的可行性,并通过数值模拟对分析结论进行了验证。提出了一种新的爆震波起爆机制,注入高温超声速流中的燃料混气可通过自身缓慢的释热使流动进入局域热壅塞状态,进而借助局域热壅塞产生的激波实现爆震波的起爆。计算结果表明在适宜的温度与马赫数条件下,注入高温超声速流中的燃料可通过新的起爆机制在超声速流中形成一道稳定的驻定爆震波。表明在高超声速冲压发动机燃烧室中存在着通过驻定爆震波实现火焰稳定的可能性。     

火箭级间热分离初始阶段流场的数值模拟

针对多级火箭级间热分离这一复杂环境条件下的级间段流场进行了数值研究。计算采用AUSM 有限体积格式,针对相应的流场假设,分别求解了非定常轴对称和非定常三维Faver平均的Navier-Stokes方程。两种计算结果的比较表明,由级间排气口的分布而引起的三维效应主要集中在喷管与火箭外壳所围成的空腔内部,而喷管内部由于流速很高,排气口带来的三维效应对管内上游流动影响很小。计算结果可为级间分离段和发动机热防护的设计提供参考。     

双截面聚焦纹影技术应用研究

通过支板尾流结构显示实验,研究了使用双截面聚焦纹影技术显示复杂流动的可行性。双截面聚焦纹影系统能在一次实验中得到两个不同位置的聚焦纹影图片,并能保证两张图片反映的是同一时刻的流场结构。比较了普通纹影与双截面聚焦纹影系统捕捉三维流场结构的能力,证明聚焦纹影技术显示复杂流场是有潜力的。为使之能够清晰地反映复杂流场的三维特征,还需在缩小聚焦区厚度和提高信号质量方面做工作。     

凹腔火焰稳定器回流区稳焰机理

借助凹腔火焰稳定器模型的数值计算结果研究了高总焓超声速流条件下凹腔火焰稳定器回流区中可能存在的稳焰机制。研究表明,高总焓来流条件下凹腔火焰稳定器回流区中至少存在着三种稳焰机制：回流区燃烧机制、回流区点燃机制和回流区整流机制。三种稳焰机制分别利用了高焓来流条件下回流区的三种不同特性：回流区燃烧机制利用了回流区的混合特性;回流区点燃机制利用了回流区的高温特性;回流区整流机制利用了回流区的阻流特性。计算结果表明,三种稳焰机制都有可能成为凹腔火焰稳定器回流区中起主导作用的稳焰机制。     

非传统激波封口设计在高超声速进气道中应用可行性研究

在马赫数4,5,6条件下借助轴对称数值模拟对4个高超声速轴对称进气道性能,即传统激波封口进气道、非传统激波封口进气道、改进非传统激波封口进气道和弯曲激波进气道,进行了比较研究。传统激波封口设计要求进气道各道外压缩激波在设计状态一起交于唇口,非传统激波封口设计要求各道外压缩激波分别在不同马赫数下交于唇口。结果表明:与传统激波封口进气道相比,非传统激波封口进气道在非设计状态的流量系数明显更高但在设计状态的总压恢复系数偏低;合理地改进设计能够减少非传统激波封口设计造成的总压损失。     

双截面聚焦纹影技术应用研究

通过支板尾流结构显示实验,研究了使用双截面聚焦纹影技术显示复杂流动的可行性.双截面聚焦纹影系统能在一次实验中得到两个不同位置的聚焦纹影图片,并能保证两张图片反映的是同一时刻的流场结构.比较了普通纹影与双截面聚焦纹影系统捕捉三维流场结构的能力,证明聚焦纹影技术显示复杂流场是有潜力的.为使之能够清晰地反映复杂流场的三维特征,还需在缩小聚焦区厚度和提高信号质量方面做工作.     

大后掠机翼外侧翼下导弹气动特性分析

位于大后掠翼战斗机机翼下的导弹,在飞行中受到的气动载荷,会对结构疲劳特性产生显著影响。为了研究导弹的气动载荷,建立了某型战斗机挂载导弹的气动仿真模型,设计了 3种导弹构型,分别为带前后弹翼导弹、只带后弹翼的导弹与只有弹体不带弹翼的导弹。对飞机翼下挂载 3种不同构型的导弹进行了气动特性的数值模拟与分析,并对比了导弹的气动载荷分布规律。计算结果表明:位于大后掠机翼下方的导弹,由于机翼下方的洗流作用,会受到较大的气动载荷,导弹的气动载荷以侧力和滚转及偏转力矩为主要分量；滚转力矩的方向会导致导弹与发射装置连接处靠近飞机对称面一侧受力较大,容易降低疲劳寿命；导弹的气动载荷主要由后弹翼产生,可在设计弹翼时适当减小后弹翼的面积,从而降低战斗机后掠翼洗流对翼下挂载导弹气动特性的影响。