二维等熵喷管流场计算

本文介绍了用于计算超音速火箭喷管特性线方法.从基本原理、几个问题的处理到计算结果的分析和处理,得到某些有益的结果,可供喷管设计和喷管受热分析参考.     

碳氢燃料超燃冲压发动机油气涡轮做功能力评估

为了研究油气涡轮泵燃油供给系统中,碳氢燃料裂解油气的做功能力,以正癸烷为替代燃料,基于其裂解后的实验组分分析,发展了基于Soave-Redlich-Kwong(SRK)状态方程的真实气体裂解混合物的等熵焓降计算方法,并对油气涡轮的做功能力进行了分析和评估。研究表明,当膨胀起始温度为950K,膨胀起始压力超过3MPa,膨胀比为2时,裂解混合物的等熵焓降可达110kJ/kg,具备较强的做功能力。      

一种超声速颌下进气道变几何方案研究

针对宽范围定几何颌下进气道高马赫数下的压缩量不足问题，提出了一种喉部滑块前后移动的变几何调节方案，该方案通过滑块前后移动改变高低马赫数下的喉道尺寸，使进气道能够满足高低马赫数下的压缩量要求。本文提出了两种滑块布局方式，针对内锥侧滑块布局方式，按调节原理进行了滑块型面与进气道内流道型面的匹配设计，并将变几何颌下进气道与定几何方案进行了性能比较。数值研究表明：按Ma2.5-Ma4.0范围设计的变几何颌下进气道，在设计点，临界状态出口总压恢复系数为0.51，较公开文献中定几何方案提高8.5%；在Ma4.0，0°攻角工况下，临界状态出口总压恢复系数为0.46，提高12.2%；在Ma2.7，1°攻角工况下流量系数为0.69, 临界状态出口总压恢复系数为0.78。气动性能表明，该颌下进气道性能优越，调节方案简单可行。     

测试布局对涡轮效率的影响研究

在涡轮稳态性能试验中，由于探针几何堵塞限制，进/出口测量截面上过少的测点以及近端壁流场信息缺失影响涡轮等熵效率的评估精度。本文基于涡轮出口截面近壁边界层与平板湍流边界层速度分布相似的假设，首先发展了涡轮近壁边界层总温、总压计算模型，然后利用PW E³单级高压涡轮的数值计算结果，分析发现此近壁边界层模型能大幅改进涡轮测试效率的精度，轮毂近壁测点位于5%~10%叶高、机匣近壁测点位于90%~95%叶高时，近壁边界层模型修正的涡轮效率精度最高。测试截面位于涡轮出口3倍转子叶根轴向弦长下游时，在不同的涡轮工况下，涡轮的修正效率与CFD全流场计算效率的误差小于0.3%。利用此模型，进一步分析了探针周向、径向测点数对涡轮效率的影响，获得了高精度测试效率所需的最少周向测点数为5，最佳径向点数可取7~10。获得的试验数据后处理方法以及测试探针布局准则，能用于指导工程上涡轮性能试验方案设计以及试验数据后处理。     

两种前体压缩方式对斜爆震燃烧影响的数值研究

为推动工程应用,探究斜爆震发动机前体压缩程度对斜爆震燃烧的影响,本文建立了两道等强激波和斜激波-等熵两种前体压缩简化模型,通过数值模拟对比了飞行马赫数8~10条件下,两种压缩方式对斜爆震波结构以及斜爆震波总压损失的影响。结果表明,前体压缩方式的差异会引起斜爆震波起爆区结构以及起爆位置的变化,且随着飞行马赫数降低,压缩方式对起爆区结构影响减小,对起爆位置影响增大。两道等强激波的前体压缩方式对应的斜爆震燃烧过程总压损失更小,同时可减小点火起爆距离,有利于缩短燃烧室长度。但综合考虑进气压缩与燃烧过程,斜激波-等熵的前体压缩方式对应燃烧室出口气流总压更大。斜爆震发动机的设计需要综合考虑前体压缩与斜爆震燃烧损失以实现发动机总体性能最优。     

微爆轰推力器的冲量计算

轻型微爆轰推力器由许多装有微量含能材料的推力单元组成。文章利用瞬时爆轰假设以及小药量线性近似，假设推力单元内的微量含能材料的爆轰反应在瞬时完成，从理论上计算了微爆轰推力单元在真空中的冲量和推力；并在此基础上研究了含能材料的爆热、产物的等熵指数以及喷管长度对单元的冲量和推力的影响。研究结果表明，推力单元的冲量随装药质量、等熵指数和比爆热的增大而增加；为了获得理想的推进性能，喷管的长度不能小于装药长度的4倍。     

轴对称近似等熵压缩流场的乘波前体优化设计

以升阻比为优化目标，在来流马赫数Ma=2—4及飞行高度H=20km-24km条件下，进行了轴对称近似等熵压缩流场的乘波前体优化设计，通过CFD验证Ma=4优化乘波体的气动特性，并研究了Ma=3优化乘波前体在非设计条件下的气动特性。结果表明：近似等熵压缩下表面的乘波前体在设计条件下具有良好的气流压缩效果，可满足机体／发动机一体化设计的需要；乘波前体升阻比在1．5—1．9之间，纵向压心位置靠后；非设计条件下，压缩波不聚焦，小于设计马赫数升阻比时降低，大于设计马赫数时升阻比略大。