侧向膨胀对单边膨胀喷管性能的影响研究

为研究侧向膨胀规律的变化对单边膨胀喷管性能的影响规律,运用三次曲线参数化方法给定不同的侧向膨胀规律,基于准二维特征线法设计得到相应的带侧向膨胀的三维非对称喷管构型,结合CFD计算结果,分析了直侧壁和曲侧壁两类侧壁型线对喷管性能的影响规律。为验证数值模拟方法的可靠性,选取具有10°膨胀角的直侧壁喷管进行风洞试验,数值模拟结果与实验结果吻合较好。研究结果表明:在给定的设计条件下,侧向膨胀角为6°时直侧壁喷管性能最优,该膨胀角可使喷管长度减短34.05%。侧向膨胀在保证喷管推力性能的同时,对减短喷管长度、减轻喷管重量具有重要意义;曲侧壁喷管侧壁面产生的推力变化趋势与整个喷管构型产生推力的变化趋势一致;"凸曲线"侧壁型线初始膨胀角较大,更有利于提高三维尾喷管的推力性能。     

基于壁面压力分布的非对称喷管反设计

针对目前非对称喷管的设计方法上的缺陷,给出了通过指定壁面压力分布规律来反设计其膨胀面型线的方法,获得了膨胀面型线反设计程序,并结合优化算法寻找综合性能较好的喷管壁面压力分布.将采用该方法设计得到的喷管模型与最大推力喷管进行了对比研究.结果表明:在设计点,该喷管的推力系数比最大推力喷管只降低0.102%,而升力和俯仰力矩分别提升2.295%和15.774%.验证了设计思想的正确性,为非对称喷管的设计提供了一种高效的设计方法.      

超音速风洞喷管壁面型线设计的特征线法

本采用索尔（sauer)法分析了二维喷管喉道区流场，得到了一条合理的初值线。在由特征线法确定初始膨胀区后，根据质量平衡的概念设计超音速风洞喷管壁面型线。本方法可供超音速风洞喷管壁面型线设计时参考。     

基于壁面压力分布的单边膨胀喷管反设计及试验验证

针对目前单边膨胀喷管(Single expansion ramp nozzle:SERN)设计方法的缺陷,提出了通过指定壁面压力分布规律来反设计喷管型线的方法,获得了膨胀面型线反设计程序。根据给定的最优壁面压力分布反设计了喷管型线,将该喷管与最大推力喷管进行了性能对比研究,并对该喷管进行缩比冷流试验,试验和数值模拟结果吻合很好。结果表明:在设计点,相比于最大推力喷管,该喷管的轴向推力系数比最大推力喷管只降低0.07%,而升力和俯仰力矩分别提升了23.08%和2.82%,验证了设计思想的正确性,为SERN的设计提供了一种高效而新的设计方法。     

超燃冲压发动机非对称喷管设计点性能

根据短喷管设计理论,获得了可以考虑进口气流带攻角、并直接针对非对称喷管构型的设计程序。通过改变喷管上下壁面进口处的气流初始膨胀角之比F和喷管进口气流方向角α,可以得到一系列不同的非对称喷管外型。文章用FLUENT软件对设计得到的喷管进行了无粘流场验证,证明了设计的合理性。又根据实际飞行马赫数为6的设计条件,设计了一系列对应的喷管,用CFD方法对不同的喷管进行了流场数值模拟,并进行了截短后流场计算。计算结果表明:参数F和截短对喷管性能影响显著。     

单边膨胀喷管内流动分离非定常特性

结合聚焦纹影和动态压力测量技术,对基于特征线法设计的单边膨胀喷管(SERN)不同落压比(NPR)条件下喷管内流场结构和壁面压力进行了试验测量,通过壁面压力时域和频域综合分析获得了喷管内流动分离非定常特性。结果表明:过膨胀状态下单边膨胀喷管内流场结构具有明显的非对称特征,喷管上壁面流动分离模态为受限激波分离(RSS),而下壁面流动分离模态为自由激波分离(FSS);相比于FSS模态,RSS模态下出口附近壁面压力振荡更剧烈。喷管上、下壁面压力标准差峰值均在分离点附近,且概率密度函数分布向一侧偏斜或出现双峰现象。RSS模态下,激波运动呈明显低频特性;FSS模态下,激波非定常特性不仅受回旋区压力扰动的影响,且受分离剪切层的影响。      

三维并联式TBCC发动机排气系统设计与实验

为实现三维并联式TBCC排气系统的设计,利用基于二维最大推力理论的密切法设计了圆转矩变截面非对称冲压发动机喷管,并在冲压发动机喷管上壁面为三维曲面的条件下,利用转动加滑动共用面的调节方式实现了涡喷发动机喷管的内型面设计及其喉道面积的调节,从而完成了排气系统设计。随后对设计结果进行了冷流实验验证。结果表明,这种排气系统设计方法具有可行性。在冲压单独工作状态,壁面压力分布的数值计算与实验结果吻合较好,相对方均根偏差低于10.8%;在涡喷单独工作状态及共同工作状态,上壁面压力在激波附面层干扰区域内偏差较大,最大相对偏差可达30.6%。但壁面压力分布的数值计算与实验结果的整体变化趋势一致。      

非对称喷管流动分离的预测

非对称喷管是超燃冲压发动机和涡轮基组合循环(TBCC)发动机中特有的关键部件,在跨大马赫数范围工作时,往往在非设计点下会出现严重的流动分离。针对非对称喷管在过膨胀状态下的流动分离现象,通过试验验证二维数值计算(计算采用计算流体力学(CFD)方法)的正确性,利用数值计算样本点拟合得到了非对称喷管在过膨胀状态下的分离准则表达式,并进一步通过不同构型的非对称喷管分离的试验数据来验证该准则的准确性和普适性。研究结果表明,通过特定非对称喷管计算分离数据获得的分离准则与试验结果吻合得较好,在所进行的试验模型和条件下,两者之间的均方根误差为3.68%,更好地说明了该分离准则对非对称喷管内的分离预测具有较好的准确性,同时也跨出了其普适性证明的第1步。     

超燃冲压发动机非对称喷管非设计状态性能计算

由非对称喷管的设计程序,以实际飞行马赫数6为设计条件,取不同的几何控制参数,获得一系列对应的喷管等熵型线。对其进行附面层修正后,在不同飞行工况下,用CFD软件分别对不同外型的喷管流场进行了计算,讨论了上下壁面进口处初始膨胀角之比F对非设计工况下喷管性能的影响。然后,对F=0的喷管型线截去约60%,用CFD软件计算了不同飞行工况下的流场,讨论了截短对非对称喷管非设计状态性能的影响。结果表明:F对非设计状态喷管性能影响显著;截短后喷管进出口冲量差减小,升力和俯仰力矩减小。     

脉冲爆震火箭发动机喷管构型数值研究

利用准1维模型对带喷管和不带喷管脉冲爆震火箭发动机(PDRE)模型的工作过程进行了数值仿真,研究了喷管构型对单次爆震过程流动以及排气性能的影响。结果表明,带有收敛扩张喷管和收敛喷管PDRE的内部流场比不带喷管和带扩张喷管PDRE的更为复杂。在爆震管完全填充的条件下,各种构型的喷管都能使PDRE性能增益,而收敛喷管使PDRE性能增益最大。但是,带收敛喷管PDRE的比冲仍远低于热力循环理论值,因而优化喷管设计具有进一步提高比冲的潜力。     

Theories and methods for designing hypersonic high-enthalpy flow nozzles

Hypersonic high-enthalpy wind tunnels have been a challenge to ground tests in aerospace research area for decades and its test flow uniformity is one of the most important parameters for evaluating wind tunnel performances. Regarding to the performance requirement, theories and methods for designing hypersonic flow nozzles at high enthalpy conditions are quite difficult, but very interesting topics, especially when air molecule dissociations take place in wind tunnel test gas reservoirs. In thi...     

高超声速推进系统用单膨胀斜面喷管型面设计和流场模拟

基于特征线法,并考虑变比热的影响,开展了高超声速飞行器用单膨胀斜面喷管设计。利用CFD数值模拟技术,计算得到了设计状态和沿飞行轨迹其它飞行状态下的单膨胀斜面喷管内外流场和特性。结果表明,在设计状态马赫数5时,基于特征线法得到的单膨胀斜面喷管内流场分布符合设计要求,而在其它较低的飞行马赫数下,单膨胀斜面喷管处于过膨胀状态,并且过膨胀的程度随飞行马赫数的降低而愈加严重。在马赫数2.5时,喷管膨胀面气流已发生明显分离,喷管性能急剧恶化。为了提高低马赫数条件下单膨胀斜面喷管的性能,采用变几何结构(调节下斜板角度)或基于二次流控制的单膨胀斜面喷管是必须的。     

膨胀规律可控的轴对称基准流场设计方法

为了提高流线追踪喷管设计方法的灵活性,从推力和力矩两方面考虑,引入特殊中心体,探索了壁面膨胀规律可控的轴对称基准流场设计方法.设计过程中利用特征线理论（MOC）实现了由膨胀规律求解气动壁面的反设计.针对基准流场的主要设计参数,包括膨胀规律、中心体及斜倾角等进行了参数化研究,得到了设计参数对基准流场结构及性能的影响规律.利用该基准流场,设计了矩形截面的流线追踪喷管(导出喷管),并进行了分析.结果表明:利用特征线理论可以实现膨胀规律到壁面的反设计;在进口参数和落压比一定的条件下,存在一定的膨胀规律使得基准流场的内推力最大;流场的中心体尺度和长度比对推力影响很小,可作为调整导出喷管力矩的设计参数;出口斜倾角增大会导致基准流场的长度减小,同时推力下降明显,设计时应综合考虑.      

Comprehensive optimization design of aerodynamic and electromagnetic scattering characteristics of serpentine nozzle

Comprehensive optimization design of serpentine nozzle with trapezoidal outlet was studied to improve its aerodynamic and electromagnetic scattering performance. Serpentine nozzles with different center offsets and different ratios of the bases of the trapezoidal outlet were generated based on curvature control regulation. Computational Fluid Dynamics (CFD) simulations have been conducted to obtain the flow field in the nozzle, and Forward-Backward Iterative Physical Optics (FBIPO) method was applied to study the electromagnetic scattering characteristics of the nozzle. Guarantee Convergence Particle Swarm Optimization (GCPSO) algorithm based on Radial Basis Function (RBF) neural network was used to optimize the geometry of the nozzle in consideration of its aerodynamic and electromagnetic scattering characteristics. The results show that the GCPSO method based on RBF can be used to optimize the aerodynamic characteristics of the internal flow and the scattering characteristics of the cavity of the serpentine nozzle with irregular outlet. The optimized model has a higher center offset and a lower ratio of the bases of the trapezoidal outlet after optimization compared to the original model. The optimized model leads to a slight change in aerodynamic performance, with a total pressure recovery coefficient increase of 0.31% and a discharge coefficient increase of 0.41%. In addition, the Radar Cross Section (RCS) decreases also by around 83.33% and the overall performance is significantly improved, with a decrease of the optimized objective function by around 38.74%.     

线性塞式喷管型面快速设计方法

为了发展一套快速有效的塞式喷管型面设计方法,分析了塞式喷管的总膨胀面积比、内膨胀面积比和内喷管倾角与塞式喷管膨胀能力之间的联系,采用二阶和三阶多项式来分段描述塞式喷管的所有型面曲线,并给出了确定各段型面曲线的方法。研究了膨胀面积比对外形尺寸的影响,设计了两套不同类型的实验塞式喷管型面来进行冷流实验验证。结果表明:所设计的塞式喷管具有很好的高度补偿能力。     

一种低空满流的大面积比液体火箭发动机喷管

针对传统大面积比液体火箭发动机喷管在低空过膨胀状态下易产生流动分离的问题,采用特征线法,基于最大推力喷管,对其扩张段后半部分型面进行了控制压力设计,以保证新生成的大面积比喷管（低空满流喷管）壁面压力不小于分离临界压力。而后通过仿真手段对设计方法进行了校验,并对低空满流喷管的性能进行了评估。结果表明：基于最大推力喷管型面的控制压力设计方法能够实现预定的设计目标,生成的型面不仅保证了喷管在海平面条件下处于满流状态,还使得喷管对燃烧室压力脉动具备了一定的抵抗能力。当燃烧室压力为8.5MPa、燃气比热比为1.144时,相较于将要产生分离的面积比为40的最大推力喷管,低空满流喷管能够将面积比增加至60,从而提高真空比冲约5.24s。而相比于面积比为60的最大推力喷管,等面积比的低空满流喷管真空比冲损失约为1.57s。     

基于膨胀度可控的SERN设计及试验验证

单边膨胀喷管（SERN）是超燃冲压发动机的关键部件,由于其几何非对称,在发动机点火/熄火瞬间,SERN会产生较大的冷热态俯仰力矩差,影响飞行器的稳定性。现有解决方法主要是利用几何/气动调节方式,但都有不利影响。本文提出了基于膨胀度可控的SERN设计的新方法,将采用该方法得到的喷管模型B与基准喷管模型A进行了对比研究,并对模型B进行缩比冷流试验,试验与数值模拟结果吻合良好。研究结果表明：飞行马赫数为4.5时,模型B的推力系数比模型A仅仅下降了0.1%,而模型B比模型A的冷热态俯仰力矩差减小了80.49%;飞行马赫数为6.5时,模型B的推力系数比模型A不仅上升1.1%,同时模型B比模型A冷热态俯仰力矩差还下降12.73%,验证了设计思想的正确性,为提高SERN俯仰力矩性能提供了一种新的思路。     

基于膨胀度可控的 SERN 设计及试验验证简

 单边膨胀喷管（SERN）是超燃冲压发动机的关键部件,由于其几何非对称,在发动机点火/熄火瞬间,SERN会产生较大的冷热态俯仰力矩差,影响飞行器的稳定性。现有解决方法主要是利用几何/气动调节方式,但都有不利影响。本文提出了基于膨胀度可控的SERN设计的新方法,将采用该方法得到的喷管模型B与基准喷管模型A进行了对比研究,并对模型B进行缩比冷流试验,试验与数值模拟结果吻合良好。研究结果表明：飞行马赫数为4.5时,模型B的推力系数比模型A仅仅下降了0.1%,而模型B比模型A的冷热态俯仰力矩差减小了80.49%;飞行马赫数为6.5时,模型B的推力系数比模型A不仅上升1.1%,同时模型B比模型A冷热态俯仰力矩差还下降12.73%,验证了设计思想的正确性,为提高SERN俯仰力矩性能提供了一种新的思路。     

超声速/高超声速双拐点喷管设计

为实现直连式试验台、高温风洞等试验设备的多马赫数运行,提出了双拐点喷管设计方法.喷管分2段设计,第1段共用,采用3次B-Spline函数描述喷管轴线马赫数分布.首先采用特征线方法求解Euler方程,得到无黏的理想喷管型面.其次采用参考温度方法求解边界层位移厚度,对无黏壁面进行修正得到实际壁面.共用段喷管出口的平行均匀流作为第2段喷管设计的初值.为验证设计方法的可行性,设计了中间马赫数为3.0,出口马赫数分别为4.0,4.5和5.0的双拐点喷管,并采用雷诺平均的Navier-Stokes方程对设计的喷管流场进行数值模拟.计算结果表明:喷管出口流场均匀,试验菱形区的马赫数误差小于1.2%.该方法提高了喷管设计精度,保证消波干净,为直连式试验台、高温风洞等设备的多个喷管共用一套动力系统提供了基础.