轴对称Boltzmann模型方程统一算法与空天飞行环境喷管流动模拟

拦截机动飞行器周围大范围区域存在主喷/侧喷流/羽流影响,而传统的纳维-斯托克斯（Navier-Stokes, N-S）方程不能很好模拟发动机喷管扩张段出口附近流动情况,需要一种新的方法来处理这种全流域流动问题。为解决该问题,针对特定轴对称喷管内流动,本文通过数学推导确立描述不同克努森数稀薄环境条件下的轴对称喷管内流动Boltzmann模型方程,初步建立适于该模型方程的数值格式与气体动理论统一算法。通过开展同轴圆筒间的定常/非定常旋转流动以及轴对称喷管内流动数值计算研究,发现统一算法计算流场与其他途径得到的结果吻合较好,验证了统一算法在全局克努森数喷管流动模拟的适应性和可靠性。通过与低密度风洞实验对比,喷管出口核心区羽流结构一致,羽流轴线压力分布一致,表明统一算法可以有效解决喷管入口压缩段到扩张段多流域混合,尤其是出口附近稀薄气体真空低压环境流动问题。     

固体火箭发动机喷管气固两相流动的数值模拟

对颗粒相采用颗粒轨道模型,气相求解可压缩N-S方程组,计算方法采用显式Runge-Kutta时间推进法与有总变差衰减(TVD)性质的高精度MUSCL-Roe格式;自主开发了曲线坐标系下二维轴对称可压缩N-S方程组的解算器Solve2D,研究了固体火箭发动机喷管中颗粒相对流场的影响以及不同尺寸颗粒运动规律.结果表明:颗粒相对流场的影响主要表现在喷管喉部以及扩张段,和单相流场相比,沿轴线马赫数减小,且颗粒尺寸越小减少得越多;沿轴线气相温度升高,且颗粒尺寸越小温度升高越多;颗粒尺寸越小,无粒子区越小;颗粒越大与收缩段壁面碰撞越剧烈,无粒子区越大.      

增强型双喉道射流推力矢量喷管的流动特性试验

对一种增强型双喉道射流推力矢量喷管开展了内部流动特性的试验研究,获得了其在不同次流压比状态下的内流结构和沿程静压分布.试验结果显示:在基准双喉道矢量喷管尾部附加扩张段后,能够以2.8%的次流消耗率获得超过20°的平均气流偏角,这表明通过附加扩张段来增加喷管矢量角的设计概念是可行的.在凹腔内,增强型双喉道射流推力矢量喷管的静压分布规律与基准双喉道矢量喷管一致,但在附加的扩张段内,下壁面的压强要明显高于上壁面,这正是其推力矢量角得到显著增大的原因.随着次流压比的增加,喷管获得的推力矢量角单调增加,但是喷管附加扩张段的矢量增强效果基本维持不变.      

超音速喷管收缩扩张段匹配问题研究

超音速喷管由收缩和扩张两段组成,是高速风洞中获得超音速流动的重要部件。对于超音速喷管收缩段设计方法的研究较多,但尚未见到喷管收缩段的几种设计型面曲线如何与扩张段合理匹配问题的研究。针对以上的问题,利用CFD数值模拟方法对几种收缩曲线与扩张段匹配问题进行了计算。通过对计算结果进行对比分析,发现不同收缩曲线对超音速喷管内流有一定的影响,分析了流场特征,展示了马赫数在喷管内部的分布。     

冷却抑制二元收扩喷管红外特征的模型实验与数值研究

为研究二元收扩喷管排气系统的红外特征及其采取冷却措施后的红外抑制效果,设计了带有冷却结构的喷管实验模型,测量了3组实验状态下的喷管壁面温度和红外辐射强度分布,分析了喷管腔体内各部件的辐射贡献大小。研究结果表明:二元收扩喷管排气系统的积分辐射强度在0°方向上最大,并且随着角度的增大而减小;扩张板的壁面温度下降21.1%,侧壁的壁面温度下降26.6%,可使积分辐射强度降低11.5%~31.9%;在扩张段冷却的基础上,中心锥的壁面温度下降9%,可使积分辐射强度降低21.7%~38.9%。     

二元喉道倾斜矢量喷管调节方法

利用数值模拟方法,对二元喉道倾斜矢量喷管的调节方法进行了研究。研究结果表明,当喉道注气流量不变,随着扩张段注气流量逐渐增大,喷管内出现三种典型流动状态。当扩张段注气流量比较小时,喉道处声速线的形状和位置没有明显变化,在扩张段注气口前面形成亚声速区域;当喷管扩张段注气流量比较大时,喷管中出现了强激波系和上下贯通的亚声速区域,这时喷管内的流动损失最大,推力系数最低;进一步增大扩张段注气流量,声速线会从喷管喉道移动到喉道注气口和扩张段注气口之间,出现典型的喉道倾斜现象。单独控制流量系数可通过保持扩张段注气流量不变,改变喉道注气流量来实现;矢量角的控制可通过保持喉道注气流量不变,改变扩张段注气流量来实现。     

轴对称矢量喷管的气膜冷却及红外辐射耦合计算分析

为考察喷管壁面气膜冷却以及红外辐射特性对高性能航空发动机壁温分布的影响,对燃气红外波带的光谱特性采用窄波段模型计算,对壁面-燃气辐射采用封闭腔模型计算,对喷管收敛段的气膜冷却采用绝热温比计算。对于包含喷管壁面、隔热屏、套筒的多层结构传热建立壁温-热流耦合的热平衡方程,用Newt on-Raphson求解得到喷管及内外结构的壁温。对NASA TN D-1988中试验台架发动机喷管扩张段的气膜冷却及壁温进行验证计算,并详细计算了收敛段采用多排缝槽气膜冷却的轴对称矢量喷管。结果表明:气膜冷却有效降低了喷管收敛段的壁温,使得喷管扩张段成为受热严峻的部位;扩张段偏转改变了扩张段壁面温度和红外辐射的圆周分布,沿偏转方向的壁温和红外辐射都明显低于偏转反方向的,2个方向上的平均壁温相差约4.8%,喷管在后半球的辐射沿偏转方向增强。数值模拟结果与试验测量值吻合良好,可用于发动机喷管壁温分布精确计算。     

二维喷管两相流动实验理论研究

 一、实验研究 （1）实验装置 图1是实验装置系统示意图。整个系统分为气源,颗粒输送器,过渡段,实验喷管和测量仪器五个部分。实验中气相用压缩空气,颗粒相用铝粉。 气源由两个贮气罐构成,输入端接高压管路,输出端接过渡段。颗粒经由粒子输送轴上的螺旋形通道,被送到过渡段与气相混合。颗粒质量流量通过辅的转速来控制。过     

二元收扩喷管设计参数对气动性能影响的数值研究

采用正交试验设计方法进行喷管气动性能数值模拟算例的设计,综合研究了二元收扩喷管8个设计参数对气动性能的影响,研究的设计参数包括圆到矩超椭圆型面过渡段几何参数（长径比、横截面积变化率、长半轴变化率、短半轴变化率）和主喷管段几何参数（喉部宽高比、喉部型面半径比、收敛半角、扩张半角）,并且对喉部宽高比、喉部型面半径比、收敛半角、扩张半角等4个参数对喷管气动性能影响的灵敏度进行了分析.结果表明:喉部型面半径比R_W/R₈是二元收扩喷管气动性能影响的最主要参数,因此在喷管设计中应尽量增大R_W/R₈,尤其是在收敛半角α较大时,增大R_W/R₈可使喷管气动性能明显增大;喉部宽高比不是二元收扩喷管气动性能影响的主要参数;二元收扩喷管的气动性能几乎与过渡段型面无关.      

两相脉冲爆轰发动机尾喷管的实验研究

为了提高脉冲爆轰发动机的推进性能,实验研究了12种不同构型尾喷管对火箭式两相脉冲爆轰发动机爆轰特性和推进性能的影响,并对各类尾喷管的增推原因进行分析。结果表明满填充工况下各类喷管内的爆轰特性不尽相同,收敛喷管可得到最大压力峰值;在满填充工况下频率为10Hz时12种喷管构型中拉伐尔喷管的推力增益最大,塞式收敛扩张喷管其次;拉伐尔喷管的出口面积比对推力增益有较大影响,但收敛段-扩张段长度比对推力增益影响甚微。     

叶轮机械新流型探索雏议

从“流型”的角度, 对比飞行器空气动力学和叶轮机械气体动力学的发展历程, 认为叶轮机械内的流动仍在追求定常附体流型, 由于其流动及结构特性, 使得“有害”分离问题难以避免。本文提出应探索将外流领域内的定常脱体涡流型或下一代非定常脱体涡流型引入到叶轮机械的可能性与技术途径本文并综述了上述探索性研究的有关背景和现状, 以及所设想的基本途径和影响因素。      

平板扰流片振动诱导涡运动研究

 本文研究了平板上扰流片静止及振动时所诱导的分离涡的形成过程。当拢流片静止时。在拢流片后仅形成不规则的大尺度涡,一旦执流片振动。就诱导出有固定频率的分离涡。拢流片振动频率,对分离涡的尺度、强弱、成对、合并过程有重要影响。文中还对的流片振幅大小的影响进行了讨论。     

超音速绕凹角湍流分离流动的计算

本文用统一的Levy-Lees变换以及正算法与逆算法相结合,求解了超音速绕凹角湍流分离流动。 对附着流区用边界层正算法,压强分布用流过尖劈统一的高超音速与超音速公式,湍流模型取代数涡粘性模型;对凹角分离区用边界层逆算法,给定位移厚度δ~*分布,湍流模型取代数松弛模型;边界层计算采用Cebeci-Keller Box方法;计算成功地算得分离流场,较好地预估了分离点与重附点位置以及壁面压强分布与表面摩擦应力分布。     

跨音速叶栅粘流计算的多级广义有限元法

将 Taylor-Galerkin广义有限元法和多级有限元的思想结合起来 ,并在人工粘性的处理上作了改进 ,构成了收敛速度和稳定性均较好的多级广义有限元法。利用该方法 ,并基于 N-S方程研究了二维跨音速叶栅流动。计算结果与实验结果符合较好。通过计算表明 ,该方法计算稳定、收敛较快 ,是叶轮机械内部跨音速流动强有力的计算手段     

凹半球降落伞模型在加速和定常流中的流场观测

 在北京航空学院水槽中,用氢泡法对绕凹半球模型流动进行了研究。模型前后流速分布是用氢泡时间线测量的,它与在起动开始时由无旋流理论估算值接近,但当起动旋涡变大以后,在尾流中流速差别变大。在模型后部诱导出较大的反流速席。所以由无旋估计的虚质量只在开始时是可用的,并且在起动涡变大时,虚质量应更大。 在定常流中,在模型前有时形成一个大旋涡,这个旋涡是非定常的并且可能引起侧向力和伞的非定常运动。模型上适当开孔可减小甚至消除此旋涡。     

利用机上传感器测量燃油流量的方法研究

主要介绍了在小型商用飞机无法加装流量传感器的情况下,利用机上传感器实现流量测量的方法,通过该方法完成了该飞机在各种状态下燃油流量的测量。     

非定常N-S流中的瞬时临界点

本文用微分方程的相似理论把非定常轨线方程变换成自洽系统,考察变换后临界点邻域在非定常流场中的映象,进而对非定常流中“瞬时临界点”溉念的可用性及其限度作了讨论。     

LTRAN2的一种改进方案

本文提出了LTRAN2的一种改进方案BTRAN2用来分析翼型的各种频率的非定常运动。用E-O调转换格式和ADI方法求解了完全的二维非定常跨音速小扰动位流方程,并用单调转换的AF2格式计算了定常跨音速小扰动方程,以此作为非定常计算的初场。本文给出了带后缘正弦振荡襟翼的NACA 64 A006翼型的绕流和做正弦俯仰振荡的NACA 64 A010翼型的绕流计算结果,它们与Euler方程解或实验数据很吻合。     

文氏效应在叶片根部马蹄涡控制中的应用

为研究文氏管在叶片根部马蹄涡控制作用的应用,针对简化了的叶片-平板结构在叶片上游平板上的某位置开狭缝,在平板的另一侧构造一文氏管(文氏管的喉道位于狭缝处),引射叶片根部的流体,进而控制马蹄涡.数值模拟了不同狭缝位置的湍流流动;结果表明了改变狭缝相对于叶片的位置能很好地控制马蹄涡,甚至能完全消除叶片前马蹄涡.提出的方法可以利用外势流的能量而无需额外消耗能量,为一种被动的控制手段,有很大的实际应用前景.利用文氏效应的控制方法简单实用,因此工程中采用该法是不错的一种选择.      

飞机亚跨超绕流的数值模拟研究

本文以Euler方程为数学模型,采用一种高精度的TVD(Total Variation Dimishing)离散格式及一种含近似因式分解的推进迭代方法,求解亚跨超绕流’流场。通过若干算例的试算,证明方法是可行的,可以用来模拟飞机的复杂流场。