超声速喷流激波噪声基础问题数值模拟研究进展

超声速喷流问题是一个包含激波、旋涡、湍流和声波的多尺度复杂流动问题,其数值模拟方法及激波噪声产生机制是相关研究的长期热点和难点。本文简要回顾了超声速喷流激波噪声研究进展,重点介绍了针对激波噪声计算方法的非物理噪声消除技术和光滑因子设计准则,针对超声速喷流激波噪声研究设计的模型问题（包括旋涡–旋涡相互作用、激波–旋涡相互作用和激波–剪切层相互作用等）,以及轴对称和三维超声速喷流的研究进展。本文还介绍了作者最近针对超声速喷流开展的三维直接数值模拟、实验验证工作和初步分析结果（包括轴对称模态定位、束缚波演化和摆动模态发展等）。     

侧向喷流单、双喷管气动特性研究

在CARDC-5的高超声速推进风洞中,采用空气作为喷流介质对双锥柱体模型的单、双喷管侧向喷流干扰进行了对比实验研究.实验状态为:马赫数6、飞行高度H=54km、迎角α=0°~6°、滚转角y=0°~9°.实验结果表明:(1)单喷推力放大因子在1左右,力矩放大因子略小于1,喷流干扰影响较小;(2)双喷管流场因为喷流相互干扰的作用,其各放大因子变化量较单喷更稳定;(3)在此高度及模型外形条件下,不管是单喷管还是双喷管,喷流干扰对其自身推力影响不大.     

固体火箭发动机喷流噪声测量及声场分析

为了研究分析固体火箭发动机喷流噪声特性及其声场分布规律,设计实验发动机,采用LMS数据采集系统及噪声处理软件通过传感器对固体火箭发动机喷流噪声进行实验采集和测量分析.实验结果表明:同一测量位置处,随着推进剂燃温的降低,噪声峰值降低;随着燃烧室压力及喷管出口马赫数的增高,噪声峰值升高;该实验工况下,发动机喷流噪声声压级分布在120~140dB,峰值频率4500~5000Hz.实验结果对固体火箭发动机喷流噪声场的预测提供了实验依据.     

降低引射喷管噪声的实验研究

本文介绍一种以多孔喷管代替普通的收缩喷管或收-扩喷管作为引射推力喷管系统的主喷管,以达到降低噪声目的的设计方法。冷模型实验表明,这种构型引射喷管不仅能使噪声显著降低,而且具有良好的气动性能。     

多喷口喷流对侧向喷流流场影响的风洞试验研究

侧向喷流控制研究一个很重要的目的在于了解、掌握喷流与来流的干扰,寻找提高喷流控制效率的方法,不同截面多喷流同时工作便是其中一种.多喷流同时作用时,下游喷流会受到上游喷流的影响,与直接来流干扰现象不同,控制效率不同.针对这种情况,Φ1m高超声速风洞从测压和测力两方面进行了多喷口喷流对侧向喷流控制影响的风洞试验研究.试验采用锥柱模型,喷管均位于同一母线上,喷管数目为单喷和三喷.结果表明:上游喷流的低压区会影响下游喷流,当喷流数目增加时,喷流与来流的干扰与多个单喷的叠加完全不同.     

冷/热喷流对飞行器气动特性干扰实验研究

在中国空气动力研究与发展中心的φ1 m高超声速风洞中,采用压缩空气和真实固体火箭发动机工作产生的燃气流作为喷流介质对双锥柱体飞行器进行了冷/热喷流干扰影响对比实验研究,状态为:马赫数6、飞行高度h=54 km、迎角α=-4～6°.实验结果表明:冷、热喷流对模型气动特性干扰影响的变化趋势基本一致,推力放大因子和力矩放大因子趋势一致,数值略有差异,采用冷喷流对热喷流的模拟技术可行.     

发动机喷流对飞机阻力伞性能的影响

飞机阻力伞工作过程中,往往飞机发动机仍未停机,高速发动机喷流会对阻力伞流场产生影响,进而影响阻力伞的工作性能。针对发动机喷流对阻力伞的影响,本文采用流固耦合方法对不同喷流速度下的阻力伞动态开伞过程进行数值仿真,分析了不同喷流速度对阻力伞阻力特性、阻力伞稳定性以及流场特性的影响。研究发现,发动机喷流会使阻力伞前的气流速度变大,从而导致阻力伞动载峰值变大,充满状态的稳态载荷变大,动载峰值出现时刻前移。在本文计算工况下,当发动机喷流速度为250 m/s时,阻力伞充满状态稳态载荷增加21%;当喷流速度为350 m/s时,阻力伞充满状态稳态载荷增加51%;当喷流速度为500 m/s时,阻力伞充满状态稳态载荷增加79%。同时,发动机喷流会使得伞衣内侧下方的压力偏大,导致伞衣压力分布不对称,从而使得阻力伞发生上下摆动,且喷流速度越大,阻力伞摆动振幅越大,阻力伞稳定性越差。     

矢量喷管静推力特性风洞实验研究

给出了轴对称收扩喷管和实施矢量偏转后的收扩喷管模型在FL 8风洞中的动力模拟静特性实验结果。对于轴对称喷管模型主要进行了喷管的推力特性测量,对于实施矢量偏转后的喷管模型除了给出了喷管推力特性外,还给出了喷管的偏转效率。实验结果表明:在FL 8风洞中进行单喷管的推力静特性测量实验结果可靠,与理论规律相一致。     

高超声速侧向喷流干扰气动特性试验研究

在CARDC-5的推进风洞中,对双锥柱体模型进行了侧向喷流干扰测力试验。本次试验是对于高超声速中侧向喷流的一次比较系统的研究,包括单喷管冷、热喷流干扰测力试验和双喷管冷喷流干扰测力试验研究,飞行高度h=54km,试验马赫数为6,模型迎角α=0°~6°,模型滚转角γ=0°~90°,冷喷流介质为空气,热喷流介质为发动机燃气流。试验结果表明:对于本模型喷流气动干扰使喷流放大因子略有变化;在综合性能上双喷管要优于单喷管的表现。     

高速喷流干扰及控制技术研究

在高速风洞中对单喷模型喷流干扰和二次引射实现推力转向进行了试验研究,试验马赫数为0.6和0.8.结果表明:亚、跨声速喷流对气动特性起到积极作用;引入二次流可以实现喷流偏转,但是会带来一定的推力损失.     

发动机三喷管流场和红外辐射特征数值研究

对火箭发动机三喷管喷流场和红外辐射特性进行了数值模拟,得到了三股燃气射流在射流起始段互相作用而产生的复杂流场特征。当射流喷出后,由于压力高于背压,气流发生膨胀,射流边界向内收缩,同时会产生压缩波以抑制因压力降低而产生过膨胀现象的出现;压缩波扩展并增强为激波,随下游距离增加,膨胀波及压缩波区的尺寸和波强不断削弱。一旦射流发展至下游26倍助推级发动机排气喷管直径处,三股射流将合并成为一股射流而继续发展。三喷管排气喷流的红外辐射强度空间分布与单喷管喷流的红外辐射空间分布基本一致,但三喷管的排气喷流和内腔的总体红外辐射在水平面和铅垂面上的空间分布存在显著的差异。     

喷流噪声引起的结构振动环境预示研究

箱式热发射时,发动机喷流噪声产生的振动环境多采用试验测量,环境预示手段应用较少。本文应用AutoSEA2软件对某喷流噪声产生的振动进行计算分析,并与试验结果作一比较,发现预示结果与试验结果比较相符,在型号研制初期具有一定参考价值。     

基于改进灰狼优化算法的涡扇发动机性能/喷流噪声综合优化控制研究

为保证整个飞行过程中满足噪声适航标准和飞行器的安全性,需要按照最严苛的噪声要求进行发动机设计,并留有很大的安全裕度,因而导致发动机的性能潜力未能得到发挥。本文对传统灰狼算法进行了改进,提出自适应概率变异策略,在优化过程中调整狩猎模式,提升了算法的全局搜索能力;基于该算法开展涡扇发动机性能/喷流噪声综合寻优控制研究,根据不同飞行需求对航空发动机性能进行优化,获得最佳控制量,在满足安全性和噪声指标的同时,提高发动机的性能。仿真结果表明,改进后的算法具有更好的全局寻优性能,最大推力模式下可提升推力13.45%,最小油耗模式可降低油耗3.19%,最低涡轮前温度模式可降低涡轮前温度2.07%。     

组合小翼和翼梢喷流对翼尖涡的影响实验研究

对翼梢组合小翼构型和翼梢喷流控制翼尖涡进行了实验研究,在此基础上,提出组合小翼与翼梢喷流联合控制翼尖涡的方法,并对翼尖涡的控制效果进行了实验研究。实验在一低速直流式风洞中进行,基本模型为NACA0015二元截尖翼型,基于弦长和自由来流速度定义的雷诺数Re=5.3×104,喷流系数(喷流与自由来流的动量比)Cμ=0.017。研究结果表明:组合小翼构型能有效破碎主涡,改善翼尖部位的局部流动,并使最大升力系数提高12.3%;喷流可加剧涡核摆动,控制涡核位置,对翼尖涡的初始生成有一定的抑制作用;2种组合构型均达到了较好的翼尖涡控制效果,其中,喷流加强了组合小翼产生的同向涡之间的相互作用。在X/C=3时,瞬态涡量峰值的平均值相比单独用“+0-”构型控制时减小37%,比没有任何控制时减小79%。组合构型的控制效果取决于喷流控制能否促使翼尖涡主涡与小涡涡系尽早、尽快地相互作用以及主涡涡核的偏移方向。     

不同进口马赫数下超声速燃烧流场特性研究

对有无楔板超燃冲压发动机模型内横向氢气喷流超声速燃烧流场进行了数值模拟,分析了进口马赫数对超声速燃烧流场特性及特征参数分布的影响特性。采用有限体积法求解多组元Navier-Stokes(N-S)方程,对不同进口马赫数下的燃烧流场进行了数值模拟,细致对比了流场激波结构、喷流穿透深度、燃烧阵面,燃烧效率及总压恢复系数等参数随进口条件的变化特征。结果表明:无论是否存在楔板结构,喷口后流场压强均随着进口马赫数的增加而减小,并且随进口马赫数的增加,氢气喷流穿透深度减小,楔板对喷流穿透深度基本无影响。较无楔板结构而言,设置楔板结构可以缓解燃烧室内流场对马赫数变化的敏感度,使燃烧更为稳定。在同一进口马赫数条件下,楔板布局有明显的促燃作用及激波点火效果,在一定程度上可增加此类发动机工作的马赫数范围,但以总压恢复系数略微降低为代价。     

高超声速带喷流级间分离试验中腹支撑干扰影响特性研究

通过数值方法研究了高超声速级间分离测力试验中腹支撑对一级、二级弹体气动力的干扰规律,对试验中采用的“归零”干扰扣除方法得到的修正结果进行验证。主要研究不同迎角、级间距下腹支撑干扰对一级、二级流动结构和气动力特性的影响。研究结果表明,腹支撑干扰引起腹支撑一侧喷流出射高度增加。而腹支撑干扰引起的一级轴向力干扰量相对于轴向力原始量较小,一般小于2%,基本不需要进行修正。二级轴向力腹支撑干扰量百分比在0.1D(D 为模型参考直径)级间距、2°迎角状态最小,但也达到了10%,需要考虑进行修正。0.1D 级间距时二级法向力腹支撑干扰量采用“归零”修正方法的误差最小,约为0.005,基本可以接受。法向力的“归零”修正更适合于在0.1D 级间距下一级模型上进行,一、二级模型在0.5D 级间距下均不宜采用“归零”修正方法。     

低速排气非对称二元喷管红外辐射特性实验研究

为了研究非对称二元喷管(Unsymmetrical two-dimensional nozzle, UTDN)的红外辐射特性,首先以宽高比为8的常规二元喷管(AR8)为基础,设计加工了UTDN,然后在涡扇发动机热喷流实验台上测量了UTDN轴线上的温度分布以及在后半球典型探测面内0,10,30,60和90°方向上的红外光谱辐射强度,积分得到辐射强度的空间分布,并在相同的实验条件下,与AR8进行了比较.结果表明: UTDN的掺混能力与AR8相当;在10和30°方向上,UTDN在侧后方测量面内的红外辐射最强;而在60和90°方向上,则是后上方测量面内的红外辐射最强;UTDN通过延长面的遮挡作用,在二元喷管的基础上进一步降低了下方测量面内的红外辐射,最大处降幅达到83.8%.     

矢量喷流对65°三角翼前缘涡破裂的影响

用流动显示技术研究矢量单喷流对65°尖前缘三角翼前缘涡破裂影响的实验结果表明,偏转角度小于10°时,矢量喷流对前缘涡破裂的影响很小;随着喷流偏转角的增大,喷流对流动控制的作用越来越大,喷流使喷流偏转方向一侧前缘涡破裂位置的延迟量增大,而另一侧前缘涡有提前破裂的趋势。在相同的喷流情况下,随着攻角的增大,喷流的控制效果有减弱的趋势;另外当攻角α=40°时,很小的喷流就可以使前缘涡由左右掺混变为喷流方向的单向运动。     

非对称飞行器级间分离时喷流干扰特性试验研究

针对非对称飞行器在稠密大气层内级间分离时喷流干扰下的气动特性问题,采用捕获轨迹试验的网格测力技术和喷流试验技术相结合的试验方法,进行了风洞试验研究,研究了在不同来流马赫数、不同迎角、级间分离时一级与二级不同相对位置以及有无喷流状态下的气动干扰特性.详细论述了模型在风洞中的支撑方式、试验方案、喷流模拟参数的选择等,给出了典型试验结果,并进行了详细分析.结果表明:无喷流时,级间分离过程中的干扰流场使二级飞行器法向力减小,产生抬头俯仰力矩;喷流干扰则使法向力进一步减小,使抬头俯仰力矩进一步增大.试验结果已成功应用于某飞行器飞行试验中,试验数据精度满足工程要求,并被飞行试验验证.