水下爆轰燃气泡形态与激波传播过程研究*(爆震专刊)

针对脉冲爆轰发动机在水下工作过程中形成的燃气射流问题,搭建了水下爆轰燃气实验系统,研究了第一个爆轰循环在水下的燃气泡发展变化过程。建立了基于气液两相双流体模型的脉冲爆轰发动机水下喷射模型,采用时-空守恒元和求解元方法,模拟了爆轰波退化为激波在水中的传播及衰减过程。研究结果表明：燃气泡前期受外界水环境阻滞作用呈现“豌豆状”形态,充分发展阶段气液交界面逐渐失稳,在达到最大尺寸后开始收缩并在中心轴线位置出现凸出的射流；水下爆轰燃气射流发展过程中同时存在脱离燃气泡的水中前导激波和管口燃气泡内的高压区两部分,水中前导激波在传播过程中压力迅速衰减至常压量级,而管口燃气泡内则一直保持较高压力；中心轴线区域气液交界面处反射激波的回传使管口附近出现回击现象,并导致前导激波波阵面上压力峰值逐渐出现在30°方向上。     

水下点火固体火箭发动机两相流流场数值分析

利用FLUENT软件,使用湍流模型和VOF(volume of fluid)模型对水下点火固体火箭发动机的气液两相流场进行数值分析,对点火初期喷管中燃气的流动过程和燃气泡的发展过程进行了仿真,数值模拟了固体火箭发动机尾流场燃气密度、压力和温度的分布规律。研究表明:点火初期,喷管内流场将有一个完整激波建立的过程,除此之后的喷管尾流区域,由于气体受到压力扰动的影响,激波结构被破坏,没有形成连续的膨胀—压缩波;射流过程中燃气泡头部一直保持较大直径,中部燃气通道存在随轴向周期性的膨胀-压缩现象;喷管尾流区,各流动参数出现不同程度的振荡现象:喷管出口燃气密度受外界水的压缩及传质传热的影响,出现峰值后逐渐稳定;喷管出口燃气总压由于受水环境的急剧压缩,在喷管出口附近形成一个高压区;喷管出口燃气温度经三次周期变化后,温度逐渐降至1750K以内。      

水下超声速燃气射流气泡的生长及压力波传播特性实验研究

为获取燃气射流对上游水域的影响特性,采用燃气发生器和水下实验系统,研究了水下超声速燃气射流的气泡生长及演变过程,以及气泡压力波在水中的传播特性,并研究了压力波在水介质中的衰减规律。研究表明,燃气泡生长和"破碎"伴生着压力脉动在水介质中传播,气泡压力波的能量在水介质中快速衰减。     

导弹水下发射近筒口点火时机选择影响研究

潜射导弹蒸汽-燃气弹射出筒时,弹尾会附着燃气泡,该尾空泡的发展形态会对水下点火燃气射流流场的建立产生影响。为了研究水下发动机不同工作状态发射流场结构变化及原因,采用Mixture模型和动网格技术对发动机处于尾空泡的三种包覆状态:扩张初期、收缩初期、完全闭合状态(对应点火位置分别为2.2m,4.3m,6.5m)的燃气射流动态流场进行数值模拟。仿真结果表明,尾空泡收缩程度越大,发动机喷管流场结构越复杂,尾空泡不断地膨胀-颈缩,使得发射平台受到较大的压强脉动;当尾空泡未处于收缩状态阶段且发动机运动一定安全距离4.3m时点火,既有利于燃气射流流场的建立,同时发射筒及艇体受到的压力脉动最小,从而有效地提高了水下点火发射的安全性。     

磁流体加速技术对脉冲爆轰发动机增推影响的二维数值研究

为了研究磁流体加速技术对脉冲爆轰发动机增推过程的影响,利用含磁流体运动的气液两相爆轰模型,同时采用CE/SE方法对含磁流体加速装置的脉冲爆轰发动机点火、爆轰及排气过程进行数值研究。模拟带磁流体加速器的脉冲爆轰发动机流场,揭示磁流体加速器的增推过程,分析磁流体加速器在不同磁感应强度及管长条件下对脉冲爆轰发动机推进性能的影响。计算结果表明:磁流体加速装置能够实现对脉冲爆轰发动机的推力补偿作用。磁感应强度及加速段管长增加,脉冲爆轰发动机的平均推力得到显著提高。加速段管长0.4m,磁感应强度2T时,平均推力可提高30.457%,此时推力提升率达到最大。     

水下超声速过膨胀燃气射流的流场特性

为研究水下超声速过膨胀燃气射流的流场特性,在压力水筒中开展了大扩张比锥形喷管的固体火箭发动机水下点火实验,并基于雷诺时均Navier-Stokes（RANS）方法和流体体积（VOF）模型进行数值求解,分析了过膨胀燃气射流与水介质的相互作用过程。研究表明：超声速过膨胀燃气建立射流通道后,射流核心区长度随喷管落压比的减少而减少;射流核心区剧烈振荡,表现为高频的膨胀和收缩,振荡频率随喷管落压比的减小而增加,范围为100~200 Hz;射流边界不断振荡,并伴随波系结构变化,当过膨胀程度较大时,激波进入喷管使其发生流动分离现象,流动分离点周期性往复移动;分离区内压力脉动没有显著的特征频率,主要集中在100~600 Hz的宽频带,锥形喷管水下流动分离的简易判据为喷管出口压力不低于环境背压的0.44倍。     

水下固体发动机尾流场数值仿真

基于轴对称非定常可压缩N-S方程和VOF两相流模型,对水下固体发动机尾流场进行了数值仿真。结果较好地预示了尾流场燃气泡生长过程,得到了水下发动机工作初期尾流场形态及其演化过程。对发动机在水下和地面两种工况下的性能进行了对比。     

水下超声速射流对上浮水雷受力特性影响研究

固体火箭发动机具有功率密度大、推力大等优势,常被用于上浮水雷的推进器。然而发动机在水下工作时燃气射流使流场压力发生剧烈脉动,进而影响发动机的推力性能及上浮水雷的受力特性。基于VOF多相流模型和理想气体模型,建立了上浮水雷在不同工作状态(欠膨胀、完全膨胀、过膨胀)下的数值模型,研究了水下燃气喷射流对上浮水雷的受力特性影响。结果显示,欠膨胀工况时,发动机推力平缓,大小为12.2KN,上浮水雷受力未出现负值;完全膨胀时,射流发生颈缩、胀鼓现象位置距离雷体较远,导致发动机推力及水雷壳体受力振荡不剧烈;过膨胀工况时,射流发生颈缩、胀鼓现象距离喷管较近,发动机推力发生剧烈脉动,产生21.37%的振荡幅度,胀鼓现象发生时,流场压力显著降低使得上浮水雷后体受力减小,壳体阻力增大,上浮水雷最大产生27KN的负推力。     

脉冲爆轰发动机内三维两相爆轰的数值计算

根据脉冲爆轰发动机内脉冲爆轰的特点,建立三维两相爆轰的理论模型。应用国际上最近发展起来的CE/SE方法,数值模拟爆轰管内三维两相燃烧转爆轰的过程。计算结果表明:当点火起爆后,在燃烧转爆轰过程中,三维效应非常明显。当形成稳定爆轰波后,三维效应不明显。计算压力值和实验压力值符合得较好。     

脉冲爆震发动机的可爆范围及内流燃气温度与壁温的实验研究

在脉冲爆震发动机原理性试验模型上对脉冲爆震发动机的可爆范围和内流燃气温度、壁温进行实验研究,掌握在脉冲爆震发动机中形成爆震波的条件、机理,以及影响可爆范围和内流燃气温度、壁温的因素及其规律,为脉冲爆震发动机的设计提供技术基础。     

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.