气流中煤油凝胶液滴变形破碎过程的试验

为了研究煤油凝胶液滴的二次雾化特性,以煤油凝胶和煤油为工质,利用高速摄像系统对均匀气体射流中的液滴变形破碎过程进行了记录测量,获得了不同We下液滴变形破碎的模态特征及转变We,研究了Oh对总破碎时间的影响和We对最大直径变形率的影响。结果表明:在试验工况范围内,煤油凝胶和煤油液滴都依次出现振荡、袋形、多模态破碎模态,但模态特征和转换We不尽相同。煤油液滴总破碎时间随Oh的增加而增加,而煤油凝胶液滴总破碎时间随Oh的增加先增加后减小再增加。煤油液滴最大直径变形率随We的增加先增加后不变,而煤油凝胶液滴最大直径变形率随We的增加先增加后减小。基于试验数据,分别获得了煤油凝胶和煤油液滴的总破碎时间关于Oh,最大直径变形率关于We的拟合关系式。     

超声速气流中液滴破碎的大涡模拟

为了研究超声速气流中的液滴破碎过程,采用基于CLSVOF界面追踪方法的大涡模拟方法。该方法中用可压流和不可压流求解器分别计算超声速气流流场和液体流场,并且在分别计算气相或液相时,另一相作为该相计算时的边界条件参与计算,从而实现可压流求解器和不可压求解的融合。通过去散度化液体速度外推解决界面处大液气密度比所带来的动量误差大的问题。利用该方法对来流Ma=1.358的超声速气流中的水滴破碎进行了数值模拟。模拟结果展示了超声速气流中液滴破碎的几何结构变化细节和基本破碎形态,且与实验吻合较好。数值模拟结果揭示了Rayleigh-Taylor不稳定和气动剪切力对液滴破碎的作用过程。破碎过程中,液滴在垂直来流方向上的最大无量纲宽度(Dmax/D0)约为4.5,无量纲破碎时间(tbU∞/D0)约为29.85。     

激波冲击下液滴变形破碎的黏性特征

为了获得不同黏度的液滴在高速气流中变形破碎的形态特征图像,定量分析黏性对变形破碎过程的影响,使用高速相机直接拍摄法在水平激波管中实验研究了液滴的变形破碎过程,测量了液滴迎风面位移、横向变形宽度、破碎时间等特征参数。所得结果表明:液滴的黏度较低时,液滴尾部形成的尾迹形状为细长的尖锥形,当液滴的黏度较高时,尾迹形状呈现波纹状,随着黏度的逐渐增大,液滴的尾迹更加复杂且紊乱;由于波后气流的作用,液滴迎风面发生变形失稳并演变出“尖钉”结构;黏性对液滴变形破碎过程起阻碍抑制作用;随着液滴黏度的增加,Rayleigh-Taylor(RT)不稳定性发展速率减缓,“尖钉”的数量先增加后减小。      

初始直径对单液滴破碎特性影响的试验

为了获得均匀横向气流中单液滴变形、破碎特性,采用高速摄像机对液滴的变形、破碎过程进行了测量.通过试验获得了液滴初始直径对液滴破碎模式、变形时间、变形与破碎总时间、无量纲索太尔平均直径的影响.在试验设计工况下所得结果表明:液滴破碎临界韦伯数随液滴初始直径的增加而增加;液滴初始直径增加使得液滴由单一的破碎模式转变成多种破碎模式共生的混合型破碎模式;相同韦伯数下,在初始直径尺寸较大的区域液滴变形时间、变形与破碎总时间都比尺寸较小的区域要大,变形时间随韦伯数增加呈先减小后不变的线性变化关系,而变形与破碎总时间随韦伯数增加呈先减小后增加再减小的线性变化关系;液滴初始直径对无量纲索太尔平均直径的影响能力要强于气液初始相对速度对其影响.      

连续均匀气流中单液滴破碎特性试验

为了获得均匀气流中单液滴变形、破碎特性,采用高速摄像机对液滴的变形、破碎过程进行了测量。试验设计工况下所得结果表明: (1)冷态气流中,液滴变形速率随[We]数的增加呈线性增加的变化趋势,[We]数在15～40液滴变形速率在0.2m/s～0.8m/s变化,[We]数在45～60液滴变形速率在0.6m/s～1.4m/s变化;(2)模糊数学模型计算结果表明,冷态气流中,液滴初始直径对液滴变形速率的影响能力弱于初始气/液相对速度,[We]数在15～40液滴直径、气/液相对速度的权重系数分别为0.29,0.71,[We]数在45～60液滴直径、气/液相对速度的权重系数分别为0.343,0.657;(3)液滴的初始直径增加使得液滴发生破碎的临界[We]数增大;(4)液滴的破碎时间分别随气流流量、气流温度的增加呈负指数的变化趋势,且变化趋势都随气流流量或气流温度的增加而减弱。     

横向热气流中单液滴剪切破碎特性研究

为了获得热气流中单液滴剪切破碎特性,采用高速摄像机对液滴变形、破碎过程进行了捕获。结果表明:液滴初始直径减小、气流温度增加,降低了液滴发生剪切破碎所需最小气动力;液滴破碎特征时间,随气动力增加呈线性递减变化趋势,且其值与变化梯度都随液滴初始直径增加而增大;液滴破碎区域面积、子液滴质量百分数随气动力增加呈先增加后减小的变化趋势,液滴初始直径增加,液滴破碎区域面积随之增加,而子液滴质量百分数则随之减小;剪切破碎锥角,随气动力增加呈线性减小的变化趋势;液滴破碎程度随液滴初始直径增加有明显改善;标准离差率数学模型可以用于子液滴群空间分布均匀性方面的研究。     

超声悬浮乙醇液滴气动破碎特性研究

采用超声波悬浮液滴的方式,选取直径分别为1.0mm、1.5mm和2.0mm的乙醇液滴为研究对象,在韦伯数We=15~90的范围内,对其在脉冲气流中的破碎特性进行了实验研究。利用高速摄像机拍摄破碎现象,分析了液滴的破碎模式与运动特性。研究结果表明,随着韦伯数的增加,液滴先后产生袋状破碎、袋状/蕊心破碎、羽状/液膜稀释破碎。三种不同的破碎模式本质上都是袋状破碎——边缘袋状破碎与核心袋状破碎,低We数下主要为核心袋状破碎,高We数下主要为边缘袋状破碎。We数越大,破碎形成的袋直径越小,数量越多,破碎越剧烈。初始直径增大会使液滴转变破碎模式的临界We数增大。脉冲气流中乙醇液滴的迎风面运动遵循匀加速规律,其无量纲位移以We-1/2的比例缩小后是无量纲时间的简单二次函数。液滴在横向的扩散过程分为两个阶段,一个是惯性控制阶段,另一个是毛细效应阶段。     

气体介质中液滴破碎的LES/VOF数值模拟

为进一步揭示气体介质中液滴破碎的机理与影响因素,采用LES与VOF相结合的方法对液滴破碎过程进行了数值模拟,计算结果与实验结果符合较好,并且优于前人RANS模拟的计算结果。在此基础上,对多工况液滴破碎进行了LES/VOF模拟,分析计算结果发现,液滴破碎初期,液滴的尾涡效应影响液滴的初始变形位置,在变形过程中,液滴表面压力分布直接影响液滴的破碎状态;另外,在一定初始速度范围内,液滴破碎过程保持一致,但初始速度对液滴变形破碎时间及强度影响明显。     

超声悬浮乙醇液滴气动变形与运动特性研究

利用超声悬浮的方法为液滴提供静止、无接触初始条件,用高速摄影机拍摄液滴,研究不同直径乙醇液滴在Weber数5~90,脉冲气流冲击作用下的变形与运动特性。研究结果表明,随着韦伯数的增大,液滴先后产生常见的袋状破碎、袋状/蕊心破碎、羽状/液膜稀释破碎。不同破碎模式在本质上都是袋状破碎,包括边缘环袋破碎与液核多袋破碎。Weber数越大,边缘环袋破碎作用越弱,液核多袋破碎越占据主导地位。乙醇液滴的迎风面顶点纵向运动遵循匀加速规律,其无量纲位移与无量纲时间符合二次函数关系式。液滴在横向的扩散过程分为两个阶段：一个是惯性控制阶段;另一个是毛细效应控制阶段。液滴未破碎时,其横向扩展无量纲直径与上述无量纲位移符合二次函数关系式,而破碎后二次液滴的无量纲扩散直径与毛细时间则符合线性关系式。     

激波冲击锯齿形界面的气泡竞争实验研究

通过实验在激波管中研究了平面激波冲击锯齿形界面的流动不稳定性演化过程,重点关注锯齿形界面初始顶角角度对气泡竞争的影响。利用肥皂膜技术生成初始气体界面,并采用高速摄影结合纹影方法对波后流场进行观测。结果表明:在界面发展早期,大、小界面几乎独立发展,说明气泡竞争在早期不起作用;随着时间发展,气泡竞争起作用,且随着锯齿形界面角度改变而变化,角度越小,界面上产生的斜压涡量越大,界面发展越快,气泡竞争越早出现且作用越显著。气泡竞争能够促进大气泡、抑制小气泡的振幅增长,且对小气泡的影响更大。气泡竞争同时会导致尖钉结构扭曲,进而改变界面总体振幅。气泡头部位移差在进入非线性增长之前会经历两个线性阶段,且第二个线性增长率较小,表明非线性效应在该阶段具有重要作用,大气泡受到非线性效应的影响更大。不同条件下的气泡位移差无法归一化,说明初始顶角角度对气泡竞争和界面演化具有重要影响。     

纹影技术中光源的选择与设计方法

在纹影技术应用过程中,纹影光源的性能一定程度上决定了拍摄结果的优劣。不同种类的光源,得到的拍摄效果不同,对于某种特定拍摄需求,光源的选择和设计也不同。如何选择和设计合适的纹影光源,对于最终拍摄结果的好坏至关重要。结合纹影技术在工程实际中的应用,分析了不同被测对象对光源的需求,总结了几种常见光源的应用情况及其特点,提供了一种光源参数设计的方法。在实验室典型超声速自由射流流场测量中,对卤钨灯、氙灯和激光3种纹影光源的应用进行了对比分析。所提出的纹影光源的选择与设计方法,具有一定的工程实验参考价值。     

激波风洞边界层转捩测量技术及应用

高超声速边界层转捩对摩阻、传热等有重要影响。在高超声速飞行器研制中,迫切希望能精确预测和控制边界层转捩。激波风洞作为高超声速气动热环境试验的主要地面模拟设备,是研究高超声速边界层转捩的重要设备。但激波风洞原有测量技术适用于工程型号试验,需要依据高超声速边界层转捩特点进行适应性改造和升级。依据高超声速边界层转捩过程中的热流、压力、密度等物理参数变化,发展了薄膜热流传感器测热技术、温敏热图测量技术、高频脉动压力测量技术、高清晰度纹影显示技术等适用于激波风洞的边界层转捩测量技术。并针对头部钝度0.05 mm的半锥角7°尖锥模型,在中国空气动力研究与发展中心Ø2 m激波风洞（FD-14A）马赫数10、单位雷诺数1.2×10⁷/m的流场条件下开展了边界层转捩试验。采用多种转捩测量技术同时进行测量,获得尖锥模型表面边界层转捩情况、边界层脉动压力频谱特征、边界层内清晰的第2模态波和湍流斑纹影图像,不同测量技术获取的试验结果可相互印证,线性稳定性理论分析结果与试验结果相吻合。     

Mechanical behaviour of adhesively single lap joint under buckling conditions

Adhesive Single Lap Joints have been subjected to tensile and bending investigations by many researchers. However, the joint is also likely to experience buckling loading in some aerospace applications. The aim of this work is to investigate the joint behaviour under quasi-static buckling conditions. For this purpose, the joints with three different adherend thicknesses and 25 mm overlap length were tested using two different types of adherends and an adhesive film. They were modelled using a non-linear Finite Element Method via the ABAQUS Explicit package programme. Load to failure and stress distributions in the joints were predicted and compared with the experimental results, which were found in a good agreement. The adhesive layer in the joint was assumed to experience shear stresses under the buckling mode, similar to that in tensile loading, yet, the stress concentrations at the ends of the overlap, the main cause of the failure, resulted in different effects on the joint performance; for the buckling mode the critical stresses were in compression but for the tensile case in peeling. Unlike the latter, the former was found to prevent failure of the layer depending on the adherend thickness, causing different failure mechanisms. There were two different failure modes of the joints; a complete failure in the adhesive layer and large plastic deformation of adherends which could be a good source for crashworthiness situations. Mechanical properties of the adherends were found to play important roles on the joint performance.     

定容燃烧弹实验系统及C7燃料火焰速度测量

设计并搭建了适用于测量高温、高压条件下层流火焰传播速度的定容燃烧弹实验系统。详细介绍了定容燃烧弹实验系统的主要子系统的构成和功能,并阐述实验数据处理方法。测量初始温度为400K、压力为0.1MPa和0.3MPa,C7燃料(甲苯、甲基环己烷、正庚烷)/空气层流火焰传播速度,并与现有文献结果进行了对比。结果表明:该定容燃烧弹实验系统具有较高的可靠性,不仅能够准确测量较高初始温度、不同初始压力条件下燃料/空气的层流火焰传播速度,而且能够拓宽测量火焰传播速度当量比的范围。      

三旋流燃烧室点火阶段燃烧性能

为研究三旋流燃烧室的点火熄火性能,对单头部燃烧室进行了地面和高空的点、熄火试验研究,测取了负温条件下的高空点火性能,借助高速摄像法录取了地面点火过程,采用燃气分析法对地面点火燃烧效率进行了测量,获得了单头部燃烧室的点、熄火性能和点火燃烧性能参数,以及火焰传播过程。结果表明:三旋流燃烧组织方式可在宽广的主燃区气流速度范围内,具有良好的点熄火性能,地面点火边界的燃烧充分性较高,燃烧效率约为80%,负温条件增加了点火难度,与常温点火边界相比,进气压力70 kPa时的负温点火的边界变窄了188%~375%,高空贫油熄火边界与点火边界接近,所获结果可为三旋流燃烧室设计提供参考。     

超声速喷管中激波分离诱发流场对称破缺的机理及其控制

为减缓或消除侧向力,开展了流动分离诱导流场对称破缺的机理研究。采用有限体积二阶迎风插值格式及k -ε湍流模型,数值模拟了某型超声速喷管的地面试车过程。详细分析了喷管内部的流场结构,着重讨论了喷管壁面附近出现的激波分离模式由自由激波分离到受限激波分离的转换过程。为了降低低空高背压条件下过膨胀喷管的侧向力,着重研究了喷管不同长径比、扩张比条件下的流场特性和流动分离模式。结果表明:在激波模式转换过程中能够诱发出极大的侧向力,改变喷管构型可以改善流场结构。适当缩短长径比和扩张比可以有效降低侧向力。长径比为105时将产生4 000 N以上的侧向力,而当长径比为095和115时,侧向力不超过20 N;当扩张比为539时,侧向力峰值达到4 000 N以上,而缩小扩张比到45时,侧向力明显下降。     

全速度范围内确定飞机气动激波修正量

简要介绍了ＧＰＳ方法确定飞机气动激波修正量的原理和测试技术,用该方法确定了Ｊ７Ｌ飞机直到失速范围内气动激波修正量,结果表明,采用ＧＰＳ法,通过平飞加、减速飞行,可以获得完整的气动激波修正量曲线,试飞动作量少,要求容易满足,从而大大提高了效率,降低了试成本。     

跨声速条件下轴对称收扩喷管内外流场的数值研究

采用有限体积法,二阶精度插值的Roe格式对三维流场N-S方程进行空间离散;采用LUSGS隐式时间推进法和多重网格技术加快计算收敛速度;采用不同湍流模型、壁面函数对轴对称喷管内外流场进行三维数值模拟.计算结果与实验数据对比表明,采用涡粘修正的RNG模型,内流场使用增强壁面函数,外流场使用标准壁面函数可以得到准确的计算结果.研究表明:在亚声速条件下,喷管外壁面压力分布随落压比的变化不大;超声速条件下,喷管外壁面激波随着落压比的增大前移.      

气泡和液滴在上升或下降时大变形的数值模拟

本文在考虑界面张力的条件下用涡片方法导出了二维无粘气泡和液滴在另一种静止无粘流体中上升或下降时运动和变形的支配方程，提出了求解支配方程的数值方法，并在数值模拟的例子中研究了空气泡和煤油滴在水中上升时及水滴在煤油中下降时的变形规律，研究了数值模拟中界面张力对界面形状的影响，气泡上升的数值模拟结果与相应的试验结果基本一致。数值模拟结果表明本方法可正确模拟饣泡和液滴在上升或下降过程中的大变形，直到界面发     

国外并联式涡轮基组合循环发动机技术发展途径浅析

为借鉴国外并联式涡轮基组合循环(TBCC)发动机技术研究经验,从飞行器使用需求出发,分析了并联式TBCC发动机面临的技术挑战,并从高速涡轮基技术、冲压发动机技术和组合技术三个方面,梳理了美国典型并联式TBCC发动机的研发计划。在此基础上,分析并提出了并联式TBCC发动机技术发展途径:拓展涡轮基工作马赫数上限和冲压发动机工作马赫数下限以实现并联式TBCC发动机模态转换,采用射流预冷技术扩展现有涡轮工作包线是短期内实现性较好的技术验证途径,开发高速涡轮发动机技术是未来发展的必然趋势。