中心突扩燃烧室PIV实验研究

利用PIV技术对两种不同尺寸的中心突扩燃烧室在不同入口速度条件下的冷态流场进行了实验研究,测量并分析了流场结构与来流速度、突扩比、喷管收缩段等因素的关系。实验结果表明利用PIV技术能较好地获得高速条件下燃烧室二维速度场;对于不同突扩比的燃烧室,突扩面后的流场结构类似,但回流区的最大负速度与入口速度的比例关系不同;在喷管人口处,流场在此处重新形成旋涡,其直径较大,但强度相对较弱。     

突扩后突缩的三维流场计算

根据有关固体火箭发动机装药后端到喷管间的空间特征,对三维突扩后突缩内部流场计算进行了探索和研究。计算中成功地应用了SIMPLE算法解决复杂的三维流场计算问题,并在初场构成、源项离散及松弛系数的选取等方面都进行了调试改进。通过建立计算模型、划分网格、对方程及边界条件离散化和非线性处理,以及线性方程组求解等,计算得到了符合物理规律的数值解,指出了空间涡及二次涡的存在。     

SIMPLE方法的敛散性

 通过对轴对称突扩直管和突扩后缩环管流场的计算考察了SMPL正方法的敛散性。在源项处理、方程的非线性问题和解法等方面进行了分析。在此基础上研究了迭代初场的构成和斜壁网格的处理。提出了一种可行的算法。     

两种气动推力矢量技术的数值模拟研究

对两种收扩喷管推力矢量控制技术:激波矢量控制技术和喉部偏移控制技术,进行了流场计算和性能比较。本研究中,喷管进口至喉部几何型面固定,扩张段长度为定值,二次流喷射位置、角度保持不变,采用CFD数值模拟方法计算喷管膨胀比不同时的流场。从计算结果可以看出,喉部偏移控制技术适用于膨胀比小于1.5的收扩喷管,而激波矢量控制技术适用于膨胀比大于1.5的收扩喷管。喉部偏移控制技术的特点在于其可以限制喷管主流流量,影响主、次流流量比的主要因素为二次流与主流的总压比。     

考虑导热对流和辐射作用的轴对称收扩喷管壁温计算

基于N-S方程求解了包括引射流、加力燃烧室在内的轴对称收扩喷管内外流一体化的流场,建立了考虑导热、对流换热和辐射换热作用的轴对称收扩喷管各层壁温分布的计算模型,包括隔热屏、喷管简体、外调节片三层结构.对某航空发动机进行了多工况计算,燃气的物性随压力、温度和油气比的变化采用了一系列精度较高的计算公式和计算方法.计算结果表明:基于密度求解器求解包含引射流在内的轴对称收扩喷管内外流一体化的跨声速流场是成功的.隔热屏和收扩喷管筒体沿流向温度逐渐升高,喷管筒体壁温在喉部达到最大,在扩张段逐渐降低;收扩喷管外调节片壁温与收扩喷管简体的壁温变化规律相同,但是壁温最大值则位于喉部前某一位置.计算结果与经过试验验证程序的结果符合良好.      

突扩后突缩的二维流场计算

本文模拟固体火箭发动机药柱后端流场,建立了简化的计算模型,采用压力耦合方程半隐式解法,对突扩后突缩的二维粘性流场进行了计算分析.在计算过程中,对网格划分及控制体的选择、复杂边界条件的处理、差分格式的选取、方程的离散化及方程的解法等做了分析研究.计算结果表明:在突扩台阶后得到的二次涡与Finash,F.和Ghaddar,N.K.等人的结论吻合,进一步证实了Pan,F.和Acriuos,A.的嵌套涡族理论.     

粘性跨音速喷管流场计算

本文继用隐式近似因子分解法成功地计算无粘跨音速喷管流场之后,用同样的方法,结合任意曲线坐标系,通过非定常方程在相当长时间后的定常解,针对矩形截面喷管和轴对称喷管粘性跨音速流场,求解了可压缩层流薄层N-S方程,获得了核心流,特别是边界层中的流动参数.对于矩形截面和轴对称两种喷管进行了计算,其结果和实验数据相当一致.将本文的方法应用到粘性两相流动计算,可望较多的节省机时.     

尾喷管内外超声速流场数值模拟

采用有限元法数值模拟带二次流可调收－扩喷管内外跨声速和超声速流场，在计算中采用四边形等参元确定位移函数，利用加权余量法中的Galerkin法建立有限元方程，数值研究三种型式喷管和四种飞行工况下尾喷管内外流场。计算结果与实验数据符合较好，说明可用此数值模拟技术帮助开展实验研究，进行尾喷管优化设计。     

固体火箭发动机内流场分区耦合数值计算

采用分区耦合方法计算固体火箭轴对称燃烧室与喷管流场。对于低速的燃烧室流场，选用不可压流的Ｎ－Ｓ方程描述并用ＳＩＭＰＬＥＣ方法数值求解；对于高Ｒｅ数的喷管流场，则采用Ｅｕ－ｌｅｒ方程描述并用ＳＣＭ方法求解。计算时用燃烧室出流为喷管流场提供入口参数，同时用喷管流场压强分布反馈影响燃烧室流动状况。对耦合边界条件处理方法进行了探讨。对典型的侧壁加质燃烧室与喷管流场进行了计算，计算结果揭示了单独喷管流场计算难以反映的喷管收敛段近壁区的低速区域，与已有的燃烧室流场实验结果一致并反映了燃烧室与喷管流场之间的联系，较好地模拟了流动中的物理现象。     

斜切反喷管性能计算

本文提出了斜切反喷管流场计算方法,内部点用MacCormack二步显格式数值解控制方程,入口边界和固壁边界的参数用物理边界条件和可应用的沿双特征线的相容性方程计算.固壁边界计算中采用了激波装配技术和开关格式,有效地捕获了流场内的激波系列,计算中得到的激波情况和物理分析一致.本文在流场计算的基础上,进行了反喷管的性能计算.本文提出的方法可应用于反喷管的性能预估.     

有翼高超声速再入飞行器气动设计难点问题

有翼高超声速再入飞行器是近年来的研究热点,气动设计是飞行器设计的关键。为了更清楚地认识有翼高超声速再入飞行器气动设计的难点问题,对有翼高超声速再入飞行器的发展、优势及总体任务剖面进行了介绍,从5个方面详细介绍了该类飞行器气动设计的难点问题,包括多约束复杂面对称气动布局设计、高温真实气体效应对气动特性影响、天地差异与天地换算方法、反作用控制系统(RCS)喷流干扰对气动特性的影响以及气动数据不确定度等,简要阐明了这些难点问题对总体设计的重要性以及初步的解决思路,为有翼高超声速再入飞行器气动设计提供了一些参考。     

Simulation and Analysis of Crashworthiness of Fuel Tank for Helicopters

Crashworthiness requirement of fuel tanks is one of the important requirements in helicopter designs. The relations among the protection frame, textile layer and rubber layer of the fuel tank are introduced. Two appropriate FE models are established, one is for an uncovered helicopter fuel tank without protection frame, and the other is for fuel tank with protection frame. The dynamic responses of the two types of fuel tanks impinging on the ground with velocities of 17.3 m/s are numerically simulated for the purpose of analyzing energy-absorbing capabilities of the textile layer and protection frame. The feasibility of the current crashworthiness design of the fuel tank is examined though comparing the dynamic response behaviors of the two fuel tanks.     

The effect of inlet conditions on the flow and heat transfer in multiple rotating cavity with axial throughflow

This paper discusses experimental results from two different build configurations of a heated multiple rotating cavity test rig.Measurements of heat transfer from the discs and tangential velocities are presented.The test rig is a 70% full scale version of a high pressure compressor stack of an axial gas turbine engine.Of particular interest are the internal cylindrical cavities formed by adjacent discs and the interaction of these with a central axial throughflow of cooling air.Tests were carried out for a range of non-dimensional parameters representative of high pressure compressor internal air system flows(Re up to 5×106 and Rez up to 2×105).Two different builds have been tested.The most significant difference between these two build configurations is the size of the annular gap between the(non-rotating) drive shaft and the bores of the discs.The heat transfer data were obtained from thermocouple measurements of surface temperature and a conduction solution method.The velocity measurements were made using a two component,LDA system.The heat transfer results from the discs show differences between the two builds.This is attributed to the wider annular gap allowing more of the throughflow to penetrate into the cavity.There are also significant differences between the radial distributions of tangential velocity in the two builds of the test rig.For the narrow annular gap,there is an increase of non-dimensional tangential velocity V/Ωr with radial location to solid body rotation V/Ωr=1.For the wider annular gap,the non-dimensional velocities show a decrease with radial location to solid body rotation.      

突破技术趋同，波音再现竞争优势

 波音公司面临着来自空客公司的巨大挑战,企业战略性创新才是公司成功的关键。为此波音公司的全部战略性研究集中在扩大产品的差异性上,体现在3个方面：电子化（e-Enabled）运营环境、整体复合材料机身部件的制造技术和支持波音787客机的全球协同环境（GCE）。     

临近空间飞行器测控与信息传输系统频段选择

 临近空间飞行器是高性能信息化武器平台,测控（TT&;C）与信息传输系统是其信息保障的核心,而选择合理、可行的频段是展开系统设计的前提和基础。频段选择影响到整个技术方案的制定,是一个需综合考虑、影响深远并具有战略意义的关键问题,从国际电联（ITU）国际标准、高速数传、接收信噪比（SNR）、“三抗”、超视距中继、黑障、雨衰以及设备研制成熟度8个方面全面、细致论证了近空间平台测控系统的频段选择问题,最终得出在视距链路中以Ka频段为宜,在超视距链路中以Ku/Ka双频段为宜的结论。     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

Experimental Study on Effects of Fuel Injection on Scramjet Combustor Performance

In order to investigate the effects of fuel injection distribution on the scramjet combustor performance, there are conducted three sets of test on a hydrocarbon fueled direct-connect scramjet test facility. The results of Test A, whose fuel injection is carried out with injectors located on the top-wall and the bottom-wall, show that the fuel injection with an appropriate close-front and centralized distribution would be of much help to optimize combustor performances. The results of Test B, whose fuel injection is performed at the optimal injection locations found in Test A, with a given equivalence ratio and different injection proportions for each injector, show that this injection mode is of little benefit to improve combustor performances. The results of Test C with a circumferential fuel injection distribution displaies the possibility of ameliorating combustor performance. By analyzing the effects of injection location parameters on combustor performances on the base of the data of Test C, it is clear that the injector location has strong coupled influences on combus- tor performances. In addition, an inner-force synthesis specific impulse is used to reduce the errors caused by the disturbance of fuel supply and working state of air heater while assessing combustor performances.     

(高)超声速流动试验技术及研究进展

近年来,与高速飞行器相关的(高)超声速流动受到了极大的关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验方法和风洞设计技术提出了挑战。超声速纳米示踪平面激光散射(NPLS)技术是由作者所在团队研发的非接触光学测试技术。它能够以较高的空间分辨率来揭示超声速三维流场的一个瞬态剖面的时间解析的流动结构。介绍了NPLS技术以及基于NPLS开发的密度场测量、雷诺应力测量和气动光学波前测量等方法,并回顾了这些技术在超声速边界层、超声速混合层、超声速压缩拐角、激波/边界层相互作用和光学头罩绕流等流动中的应用,清晰地再现了边界层、混合层、激波等典型流场结构及其时空演化特性。另外,为了模拟和研究高空大气条件下边界层自然转捩和超声速混合层的转捩特性,介绍了高超声速静风洞、超-超混合层风洞的设计技术以及层流化喷管的设计方法。     

Research on Auto-detection for Remainder Particles of Aerospace Relay Based on Wavelet Analysis

Aerospace relay is one kind of electronic components which is used widely in national defense system and aerospace system. The existence of remainder particles induces the reliability declining, which has become a severe problem in the development of aerospace relay. Traditional particle impact noise detection (PIND) method for remainder detection is ineffective for small particles, due to its low precision and involvement of subjective factors. An auto-detection method for PIND output signals is proposed in this paper, which is based on direct wavelet de-noising (DWD), cross-correlation analysis (CCA) and homo-filtering (HF), the method enhances the affectiv-ity of PIND test about the small particles. In the end, some practical PIND output signals are analysed, and the validity of this new method is proved.