导管长度对管式减涡器流阻与温降特性影响

采用数值模拟与模型试验研究相结合的方法对管式减涡器开展研究,分析了导管长度对管式减涡器各截面间压力损失系数、温降系数及其权重的影响。通过模型试验验证了数值模拟方法的可靠性。研究结果表明:增大导管长度可以显著降低管式减涡器压力损失的同时提高其温降。共转盘腔和导管是管式减涡器流阻与温降特性的主要影响因素,两者权重此消彼长。增大导管长度时,通过牺牲导管内压力损失和降低共转盘腔内压力损失以降低管式减涡器压力损失。快速增大的导管内温降是管式减涡器温降系数提高的主要原因。与光滑共转盘腔模型相比,当导管长度L/b=0786时,管式减涡器压力损失系数降低了8370%,温降系数提高了4502%。     

燃烧室柱部直径对脉动发动机工作特性的影响研究

建立了直接测量Helmholtz型脉动发动机燃烧室内气流压力的压力测试系统,应用该系统可实时监测发动机内气流脉动情况。研究了燃烧室柱部直径对燃烧室内气流压力波形、发动机的工作频率、燃油消耗率和过量空气系数等参数之间的影响关系。结论为在所研究的燃烧室柱部直径变化范围内,燃烧室柱部直径的变化对这些参数的影响并不明显,而油门开度对这些参数的影响却较大。      

开槽处理技术对叶片尾缘气流流动特性的影响

提出了从叶片压力面向吸力面开槽的处理技术, 设计了在80%～94%h叶高位置的叶片尾缘处的开槽方案, 对叶片开槽处理后的压气机工作流场进行了数值分析.结果表明:小槽进口对叶片压力面附面层低速气流具有一定的抽吸作用, 使部分压力面附面层气流和部分主流被吸入小槽并进行加速, 这股气流将从小槽出口流出, 它能够对叶背尾缘附面层内低速气流进行加速, 从而控制或延缓附面层气流分离, 并进一步减弱了尾缘附面层分离气流与叶片尾流的掺混.深入分析流场发现, 小槽出口气流还可以控制吸力面附面层气流沿叶根向叶尖的潜移, 从而防止大量附面层气流在叶尖堆积.因此采用开槽处理技术能够有效改善叶片尾缘流场的流动特性, 提高流场的稳定性.      

超声速湍流导管烧蚀流场稳定性研究

对超声速湍流导管烧蚀流场进行理论计算,选取了初始面积比为2.0和3.0的超声速导管,得到了在绝热指数为1.1、1.2和1.3三个典型状态下总焓、马赫数、导管内压力、静焓及恢复焓随导管截面积加大的计算结果。研究表明:试验过程中总焓不变,但由于试验材料烧蚀导致导管的截面积加大将引起其余流场参数的变化,马赫数随导管的截面积加大而加大,其余参数随导管的截面积加大而降低,在导管截面积增大20%时,马赫数增幅在9%以内,导管内压力降幅在20%以上,静焓降幅在8%以内,恢复焓降幅在1%以内,绝热指数的上升将引起导管参数增幅或降幅加大,初始面积比加大,将引起导管参数增幅或降幅减小。     

展弦比为8的跨音速翼-身组合体内翼的设计研究

提出了亚音速设计程序对翼-身组合体的应用。由正、反面元法计算相结合的程序是基于精确的跨音速求解和当量亚音速压力分布之间的关系，后者是由速矢端线理论设计的一个在无激波翼型设计条件下通过应用亚音速面元法获得的。 文章主要研究内翼设计过程中由于气流的三维特性引起的几个问题，这种气流的三维特性影响了当量亚音速压力分布的确定。两种本质不同的研究方法后面有论述，在翼根处或是亚临界气流条件、或是超临界气流条件。研究表明对于在内翼上带有前缘延伸的机翼形状可以在翼根获得亚临界气流条件，换一种办法通过运用机身外形延伸到最初设计的一种机翼，在翼根处具有超临界气流条件。 对于名义上的无激波气流条件，目前提供的关于翼-身组合体的风洞试验结果证实了该设计方法在规定的气动特性下足以产生约束的内翼几何外形。     

叶轮对预旋系统影响的数值研究

为了研究叶轮在盖板式预旋系统中的作用,基于简化三维模型,在保证系统进口总压总温、出口压力以及供气流量不变的条件下,分别对有/无叶轮的预旋系统流动特性、功耗特性和温降特性进行了稳态数值模拟。结果表明:叶轮通过对盖板腔内的气体做功,提高了气流的旋转比,增大了盖板腔的离心升压效果,并因为降低了供气孔入口气流的相对速度从而减小了供气孔内的压力损失。进而使得喷嘴出口的静压降低,喷嘴进出口压比和喷嘴出口气流旋转比随之增大。最终更高的喷嘴出口气流旋转比会导致预旋系统的整体功耗减小约56.88kW,系统温降提高约10.2K。     

带盖板预旋系统的流动实验

通过低转速的模拟实验对涡轮盘腔的带盖板预旋系统的流动特性进行了研究。在不同的紊流参数（0.5〈λT〈0.96）和旋转比（1.03〈βp〈1.9）下测量了预旋腔和盖板腔内的压力与速度分布,得到了两个腔内的旋转比变化情况,并分析了旋转雷诺数和进出口压比对预旋喷嘴流量系数的影响。实验结果表明：在两个腔内离心升压效应明显,预旋喷嘴出口气流对预旋腔内的气流压力和速度的影响要远大于接收孔出口气流对盖板腔的影响,压比和旋转雷诺数对喷嘴流量系数有较小的影响。     

双辐板涡轮盘流动与换热试验研究

通过测量不同工况下双辐板涡轮盘壁面温度、盘腔内气流压力和温度分布,研究了盘心冷气流量、转速及盘缘加热量对盘内流动与换热的影响。结果表明,双辐板涡轮盘试验件壁面温度随转速的上升而下降,随盘缘加热量的增加而上升;由于盘缘加热,整个壁面温度在径向上沿盘面逐渐上升;由于离心力作用,盘内气流压力随转速的上升而略有升高;转速越高换热效果越好,盘内气流温度越低。     

进口热斑对涡轮级影响的非定常数值模拟

通过求解二维N-S方程对涡轮级进口有温度畸变时的流场和温度场进行了非定常数值模拟。由于叶排间的相互运动,使叶片表面压力和叶栅通道内的流场呈周期性地变化;当涡轮进口有热斑时,热斑中的气流总温要高于周围气流温度,在通过涡轮级时,热斑中的高温气流会向转子压力面上迁移,导致转子压力面上产生热点。热斑的存在对涡轮级中的压力分布影响很小,但是严重影响温度场的分布。同时进口热斑相对导叶的位置对叶片表面温度的分布也有很大影响。      

组合临界流文丘里喷嘴空气流量测量方法高空舱应用分析

为满足发动机高空试验低流速进气条件下空气流量精确测量,减小进气导管气流附面层影响,弱化空气流量测量与被试发动机相关性。分析了单件/组合临界流文丘里喷嘴的工作特性,给出了组合临界流文丘里喷嘴(ACFVN)空气流量计算方法,依据给定试验发动机和高空舱尺寸设计了临界流文丘里喷嘴组合结构,得到了组合临界流文丘里喷嘴在高空舱应用的控制方法和测试布局。采用小尺寸喷嘴对组合喷嘴设计和应用方法进行了验证,结果表明:采用打开/关闭喷嘴数量和调节进气压力两种组合方式在高空舱内应用方法可行,测试布局满足测量要求,下游发动机进口截面气流紊流度优于0.3%,满足发动机高空模拟试验要求。      

燃气源开槽导管出口烧蚀特性分析

针对某火箭弹控制系统燃气源在点火试验过程中出现的导管出口烧蚀现象,利用数值计算模拟气流流动参数分布, 考虑到导管管壁的非稳态传热过程, 计算出不同时刻在导管开槽出口附近管壁的温度分布, 得出与试验一致的结论     

螺旋式发射管内火箭燃气冲击流场数值模拟

用改进的MUSCL格式解三维、可压缩平均雷诺纳维尔-斯托克斯方程组,湍流模型为Spalart-Allmaras代数模型,计算和分析了火箭发射管内燃气冲击流场.在建立差分算法时,将有限体积离散和黎曼解算器相结合,简化了计算工作.首先,以小喉截面超声速喷管流动问题开展数值实验,数值结果与实验数据吻合很好;其次,计算了火箭发射管内燃气流场,获得发射管内气流压强和温度等物理参数分布.     

超声速前机身及翼－身组合体的全速势方程数值计算

通过数值求解全速势方程，计算了超声速来流的前机身及翼－身组合体。当流场存在亚声速区时，在此区域内采用中心差分格式，迭代求解，并引入多重网格技术，加快收敛；当流场中某一区域沿某一方向是超声速时，在此区域内采用沿该方向的推进解法。计算结果表明，本文的方法可靠，结果准确，可以向工程应用方面推广。     

超音进气道流场的数值计算

用Jameson的有限体积法,对某型号飞机在不同飞行状态下的进气道流场进行了数值模拟。求解的控制方程为三维非定常N-S方程。在对流项的计算上用二阶中心差分有限体积法,粘性项的计算则采用作者在［1］中发表的一种有限体积框架下的新的离散化技术,时间方向用多步Runge-Kutta方法进行推进,以增大CFL条件数。湍流模型则采用Baldwin-Lomax代数模型。求解过程中还采用了当地时间步长,隐式残量平均、人工粘性等加速收敛技巧。最后给出了各种飞行状态下进气逼出口截面的平均总压恢复与总压畸变,得出了比较满意的结果。     

机动飞行器中等攻角高超声速无粘绕流数值模拟

本文采用ＮＮＤ差分格式，利用推进－迭代方法，数值模拟了机动飞行器的中等攻角高超声速无粘绕流流场，发展了一种适用于处理中等攻下背风面流场的技术，大量计算表明，结果准确、可靠。气动力力系数和壁面压力分布与实验数据一致，流场波系结构模拟正确。     

高超声速化学非平衡欧拉方程数值模拟

本文给出了求解高超声速化学非平衡无粘流场的数值模拟方法。计算中采用守恒变量型的ＮＮＤ差分格式和全流场捕捉技术;建立了（数学）奇性轴上的控制方程,克服了通常在其上插值方法所引起的扰动,改善了收敛性和计算精度;化学反应模型由五组元五反应组成;温度和压力的计算是非迭代的,有别于国内外惯用的迭代算法;此外,还发展了背风过低压区的处理方法,从而提高了欧拉方程的应用范围,使无粘非平衡绕流的计算攻角达到３０°     

侧向控制喷流干扰流场特性数值研究

侧向喷流是导弹在中高空进行姿态控制的重要手段.本文用数值方法求解N-S方程,模拟了二种带侧向喷流控制的喷流与绕流的干扰流场.通过定性流场结构和物面压力分布与实验结果的比较,数值模拟能较好地模拟侧向喷流与外流干扰产生的复杂流场特性.给出了合理的流场结构和干扰气动力特性,表明数值方法可以作为型号侧向喷流控制设计的研究手段.     

小发直流燃烧室扩压器和火焰筒匹配的数值模拟

采用数值模拟方法对某小发直流燃烧室扩压器和火焰筒匹配下的流场进行了计算和分析,用双方程k-ε模型描述紊流特性,用二步化学反应模型模拟化学反应,用空气流量分配作为火焰筒内外流场联合求解的桥梁,引入边界结点类型说明数组帮助复杂边界条件的处理。计算结果表明燃烧室环腔间形成两个强烈的回流区,内、外环腔流场极不对称,并且具有较强的三维性;前置扩压器倾斜角度是影响燃烧室流场和性能的最重要因素。      

Preliminary design and optimization of slotted tube grain for solid rocket motor

In this paper,design and optimization technique of slotted tube grain for solid rocket motors has been discussed.In doing so,the design objectives and constraints have been set,geometric parameters identified,performance prediction parameters calculated,thereafter preliminary designs completed and finally optimal design reached.Geometric model for slotted tube grain configuration has been developed.Average thrust has been taken as the objective function with constraints of burning time,mass of propellant,fixed length and diameter of chamber case.Lumped parameter method has been used for calculating the performance prediction parameters.A set of preliminary designs has been completed and an analysis of these results conducted.Although all the preliminary results fulfill the design requirements in terms of objective function and constraints,however in order to attain the optimal design,Sequential quadratic programming optimization technique has been adopted.As the slotted tube grain geometry is totally dependent upon various independent variables and each of these variables has a bearing on explicit characteristic of grain designing,hence affects of the independent variables on performance parameters have been examined,thus variation laws have been developed.Basing on the variation laws and the analysis of preliminary design results,upper and lower limits have been defined for the independent geometric variables and an initial guess provided for conducting optimization.Results attained exhibits that an optimal result has been attained and the value of objective function has been maximized.All the design constraint limits have also been met while ensuring sound values of volumetric loading fraction,web fraction and neutrality.This methodology of design and optimization of slotted tube grain for solid rocket motors can be used by engineers as a reference guide for actual design and engineering purposes.      

压升规律可控的高超声速内收缩进气道设计

针对高超声速内收缩进气道,以有旋特征线理论研究了一种型面压升规律可控的新型轴对称基准流场;结合流线追踪技术,以等压力梯度为例,探讨了一种圆形进口的内收缩进气道设计方法,并对三种不同压升规律的内收缩进气道性能进行了比较.结果表明,采用基准流场的内收缩进气道,能较好地保持基准流场的预定压升规律,从而拓宽了基准流场的选择范围...