横向气流中的液体圆形射流破碎实验

采用了高速摄像仪对横向气流场中的液体圆形射流破碎过程进行了研究.实验中使用的喷嘴喷孔直径为0.3 mm,研究液体工质采用水,液气两相动量通量比的范围为10.2～80.结果表明,射流表面初始波动是蛇形波动,在气动力作用下逐渐发展成螺旋状表面波,最终增长到一定程度使得液体断开.随着气流速度的增加,气动力在射流破碎过程中将取代表面张力而占据主导地位,而且螺旋状表面波幅值会随气流速度增加而增加.射流运动轨迹脉动幅度随气流速度增加而增强,随射流速度增加而减弱.同时给出了射流破碎位置坐标与液气两相动量通量比之间的关系式,以及射流液柱在破碎点之前类似抛物线的轨迹曲线公式.      

斜切喷管欠膨胀超声速射流的数值模拟

采用三阶MUSCL TVD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，数值模拟了两种斜切角喷管在喷口压比为2.0，2．8，3．4和4．0条件下的欠膨胀超声速射流场，获得了射流场流谱和参数分布，计算结果和实验数据符合良好，并给出了喷管斜切角和喷口压强比与射流偏转角和扩张角的分布曲线。     

湍流模型对喷流计算精度的影响研究(英文)

采用三维RANS代码MBNS3D对包含了内流、外流及后体干扰的三种简化尾喷流,进行了数值模拟研究。通过壁面压力分布及喷流截面速度型与实验数据的对比,研究了SA和SST两种湍流模型及其修正(SACC,SADES,SSTCC)对喷流计算精度的影响。本文计算表明,SSTCC模拟效果最为精确;利用SA模型进行脱体涡模拟,在同样的网格下优势不明显。湍流模型可压缩修正改善了模拟喷流的膨胀趋势,但对附面层分离位置的预测,在本文的工作中,还不如原始模型。两类模型相比,SST模型的结果好于SA模型。     

红外导弹用于单机多目标攻击的可行性研究

通过分析进行多目标攻击对导弹"同时"发射的要求,考虑多枚红外导弹连续发射的影响因素,建立了红外寻的制导空-空导弹红外辐射模型,并以此计算了导弹发动机喷管的红外辐射、尾喷焰辐射、蒙皮辐射和反射的环境辐射,将结果与目标飞机红外辐射进行对比,研究使用红外导弹进行多目标攻击的可行性问题,并给出了分析结果。     

螺旋桨等离子体流动控制的增效实验

实验依托搭建的螺旋桨等离子体流动控制测试平台,基于等离子体附壁射流抑制边界层分离的两种机制,采用等离子体射流与来流方向相同的正向射流方式和与来流方向相反的逆向射流方式,研究了微秒脉冲等离子体射流对螺旋桨三维流动分离的控制效果,对比分析了两种射流方式增效特点.实验结果表明:在螺旋桨转速为300r/min,电压峰值为8.5kV,脉冲频率为10~160Hz范围内,正向射流有利于减小螺旋桨转矩,逆向射流对转矩的效果则相反.两种射流方式均提高了螺旋桨拉力和效率,同时其控制效果受脉冲频率的影响较大;正向和逆向两种射流分别使螺旋桨效率最大提高了11.56%,2.79%.      

封闭水域内固体火箭发动机尾流结构数值研究

为了研究固体火箭发动机在封闭水域中工作时尾流场特性参数变化规律,建立三维空间模型,忽略重浮力等体积力及燃气与水之间的换热传质,采用Realizable k-ε湍流模型与VOF(Volume of fluid)多相流模型,针对试验水箱内固体发动机在不同水深条件下的工作过程进行数值模拟,获得尾流流场燃气射流形貌,以及水箱壁...     

超声速对流推力矢量喷管的数值模拟

利用二次流对流剪切激励主射流方式来产生射流对流推力矢量方法是一种效率很高的矢量化喷流新方法,又称为对流推力矢量法。本文运用三阶精度MUSCL TVD有限体积格式求解二维非定常、可压缩、雷诺平均N-S方程和Spalart-Allmaras湍流模型,计算了对流推力矢量喷管的超声速射流问题,获得几种不同二次流吸气压强下对狭缝和喷管肩部壁面压强分布、剪切层诱导旋涡的结构特征和主射流矢量角等结果,计算结果与实验数据对比取得良好的一致性,并对计算结果进行了详细分析和讨论。     

某型直升机发动机尾喷管前转接段模态分析

某型直升机发动机出现的尾喷管裂纹故障主要发生在尾喷管前转接段焊缝周围。为分析故障原因,文章建立了该型发动机尾喷管结构的计算模型。对该型喷管整体结构进行了自由振动和模态分析,获得了该喷管模型的多阶自振频率和模态。将有限元分析结果和实验结果对比表明,两者所得的固有频率吻合性较好。     

Numerical investigation of the shock interaction effect on the lateral jet controlled missile

A computational study on the supersonic flow around the lateral jet controlled missile has been performed. A three-dimensional Navier–Stokes computer code (AADL 3D) has been developed and case studies have been performed by comparing the normal force coefficient and the moment coefficient of a missile body. Different jet flow conditions including jet pressures and jet Mach numbers, and the circumferential jet positions have been incorporated into the case studies. The missile surface is divided into four regions with respect to the center of gravity, and the normal force and moment distribution at each region are compared. The results show conspicuously different normal force and moment variations according to each parameter variation. From the detailed flow field analyses, it has been verified that most of the normal force loss and the pitching moment generation are taking place at the low-pressure region behind the jet nozzle. Furthermore, it is shown that the pitching moment can be efficiently reduced by the lateral thrust obtained through higher jet Mach number rather than high jet pressure. Thus, an angle of yaw is more effective for missile control by side jet than an angle of attack.     

火箭级间热分离初始阶段流场的数值模拟

针对多级火箭级间热分离这一复杂环境条件下的级间段流场进行了数值研究。计算采用AUSM 有限体积格式,针对相应的流场假设,分别求解了非定常轴对称和非定常三维Faver平均的Navier-Stokes方程。两种计算结果的比较表明,由级间排气口的分布而引起的三维效应主要集中在喷管与火箭外壳所围成的空腔内部,而喷管内部由于流速很高,排气口带来的三维效应对管内上游流动影响很小。计算结果可为级间分离段和发动机热防护的设计提供参考。     

高温风洞气氧/煤油燃烧加热装置设计与试验

高温风洞是开展飞行器热防护技术研究的重要试验设备。为满足在高温风洞前端长时间生成大尺度、高焓、高速气流的试验需求,提出了一种基于气氧/煤油燃烧的高温流场生成装置。装置采用火炬式点火器点火启动,通过使用气液同轴离心喷嘴以及分区隔板的喷注器进行燃烧组织,并由可替换的型面射流喷管实现大尺度均匀流场的生成。30kg/s量级加热装置千秒热试车调试结果表明,该装置能够实现快速点火并长时间维持大尺度稳定流场的生成,在飞行器热防护地面试验技术领域将有良好的应用前景。     

某涡轴发动机起动不成功分析

对某型发动机外场起动不成功试验数据进行分析,并通过燃油喷嘴低油压雾化试验及整机起动时的温度场测量验证,确认燃油喷嘴喷口积炭后,燃油喷嘴喷雾锥角减少,燃油雾化质量恶化,直接影响到发动机起动时火焰联焰的可靠性,对发动机起动性能产生较大影响.涡流器插入深度对涡流器出口喷雾的部件研究试验结果显示:插入深度对涡流器出口喷雾无影响;整机模拟外场使用结果表明:发动机在不大于30%功率的低状态长期使用,离心式燃油喷嘴容易出现积炭.      

双S弯喷管的流固耦合特性研究

为了明晰S弯喷管的流固耦合特性,数值模拟了流固耦合作用下双S弯收敛喷管的结构变形特征及其内/外流特性。结果表明：S弯喷管的圆转方弯曲构型产生了非均匀的流场分布,并增强了结构的弹性特征,它们通过交换气动载荷与变形位移数据形成了S弯喷管流固耦合的作用机理。在气动载荷作用下,S弯喷管沿Y向的最大变形位移为25.3mm,它位于喷管出口上壁面的中心位置。当喷管的结构变形稳定时,第二弯转弯处下壁面的气流加速至局部超音速,壁面静压大幅降低;第一弯下游上壁面附近形成了气流分离区;喷管出口喷流沿轴向向上偏转。流固耦合作用导致S弯喷管的流量系数减小0.6%,推力系数降低1.8%。矩形截面与弯曲构型是影响S弯喷管流固耦合特性的主要几何特征,其中矩形截面能够显著增大喷管的变形位移;S形弯曲构型虽然能够有效抑制变形特征,但它导致喷管多个区域出现变形,喷管的结构变形分布变得更加复杂。     

喷管间距对双喷流啸音影响的实验

实验详细测量了完全膨胀马赫数范围为110~160、喷管间距为16到32倍喷管出口直径的超声速双喷流近声场,分析了两个喷流各自发出的啸音在近声场的相位关系,研究了喷管间距对双喷流耦合的影响。结果表明:对比单喷流,双喷流耦合啸音在A模态时,呈现出反对称或对称模式,在反对称模式下,喷管中间区域啸音强度减小,对称模式下,双喷流中间区域啸音强度略大于单喷流啸音;B模态时,两个处于摆动模态的喷流啸音在喷管中间区域同相而发生耦合,极大地增强了B模态的幅值,达到160dB;C模态的相位关系还需进一步研究。对比不同喷管间距下的双喷流近声场,发现喷管间距过小或过大均不利于B模态的耦合;喷管间距对C模态影响最大,当喷管间距变大时,C模态幅值及主导马赫数范围均增大。      

应用S-A模型的自由射流和冲击射流数值模拟

为探索轴对称射流准确的数值模拟方法，根据可压缩的轴对称N-S方程，利用二阶精度的有限体积法对轴对称的自由射流和垂直冲击射流进行数值模拟。结果表明采用Spalart-Allmaras湍流模型，可很好描述射流流动。收缩喷嘴射流计算应从出口上游的内流开始，而不能在出口截面上给定声速条件。计算结果与实验吻合较好，所获得的喷嘴内外部流场的流动状况以及冲击射流参数分布，可用于优化喷嘴内部结构设计。     

射流管伺服阀前置级压力特性

为分析射流管伺服阀射流管喷嘴高压射流区的特性,建立了射流管伺服阀前置级数学模型,得到了射流管偏移值、射流管喷嘴半径和接收孔半径对接收器压力分布、喷嘴出口流速及接收器的左右孔恢复压力的影响规律.流场分析发现射流管喷嘴的高速射流出口处容易产生旋涡,且存在环状负压效应.结果表明:高压射流状态下,射流管喷嘴半径增大,恢复压力增加;接收孔半径增大,恢复压力降低.接收孔半径与射流管喷嘴半径之比的最佳取值区间为[1.3,1.5].当射流管偏移值增大时,在偏移值增大一侧,射流管与接收孔之间的有效流体接收面积增大,射流管与接收孔之间的流体旋涡扩大,内部流场环状负压效应增加,接收孔恢复压力降低.      

Modelling of the atomization of a plain liquid fuel jet in crossflow at gas turbine conditions

The penetration and atomization of a plain jet of kerosene fuel in air crossflow were modelled and compared with the experiment at test conditions relevant to lean premixed prevaporized combustion in gas turbines.Tests were conducted at an air velocity of 100 and 75 m/s and an air pressure of 6 and 9 bar at ambient temperature. The fuel nozzle diameter was 0.45 mm and the liquid-to-air momentum flux ratio was between 2 and 18. Measurement techniques employed include time-resolved shadowgraphs, Mie-scattering laser light sheets, and Phase-Doppler-Anemometry. Hence qualitative information on jet disintegration as well as quantitative data regarding jet penetration, fuel placement and dropsize distribution were obtained.The numerical model predicts the jet penetration by treating the liquid fuel jet conceptually as a cylinder deflected by the airflow. Fracture of the liquid column is modelled by a characteristic time criterion. Shear breakup of the liquid column and its fragments is modelled as liquid boundary layer stripping. The engineering model has been implemented as an extension into a 3d CFD-code with Lagrangian particle tracking. Within its application limits, the model fills the gap of lacking droplet initial conditions in numerical spray simulation, while at the same time requiring low computational effort.     

高压空气流中单个直射式喷嘴顺喷雾化特性的试验研究

试验研究了在高压空气流中顺喷的单个直射式喷嘴雾化特性。试验结果表明索太尔平均直径随空气压力的增大单调地降低。采用收敛扩张喷管,使雾化区形成高压而又连续流动的流场,是高压下雾化试验研究的好方法。      

高度欠膨胀声速射流的自相似特性

构建了高压气体射流模型和高分辨率的计算网格,对喷压比（NPR）为5.60、流动雷诺数Re为105量级的高度欠膨胀射流进行了三维大涡模拟（LES）计算.讨论了时均的射流近场结构,发现大涡模拟成功捕捉到了高度欠膨胀射流近场的典型波系结构,并与文献结果吻合较好.研究着重定量考察流向速度和氮气质量分数的分布规律,以揭示高度欠膨胀射流的自相似特性.结果表明:在射流核心区之后,不同流向位置上流向速度和氮气质量分数沿径向的分布呈现出与亚声速射流类似的自相似特性.但射流流场开始呈现自相似的位置仍然为超声速,这是高度欠膨胀射流自相似特性的独有特征.提出了高斯拟合公式,在靠近和远离射流中心线的区域内均可较好地表征射流的自相似特性.此外,还考察了射流剪切层的发展特征,比较了计算得到的射流剪切层增长率与先前实验测量结果的差异,并分析了其中可能的原因.      

辅助活门对串联TBCC排气系统的影响研究

在低落压比状态下,对有无辅助活门的两种串联式TBCC组合喷管开展了数值模拟计算,并对包含辅助活门的串联式组合喷管进行了实验研究,通过分析其壁面沿程压力分布与波系结构的变化情况,探究辅助活门对串联式组合喷管气动性能的影响。结果表明：辅助活门结构减少主流喷管外壁面的流动分离区范围,有效的提高了组合喷管内推力。带辅助活门型组合喷管能够引射环境气流,减少引射喷管壁面的回流区范围与底部阻力,从而减少推力损失,提升组合喷管整体性能。提高次流压比或降低主流压比,主流喷管出口处欠膨胀程度降低,声速线往下游方向移动,主流流量减少。提高主流压比或者次流压比都能使辅助活门引射环境气流量增加。辅助活门进气通道距离会改变次流射流与引射喷管的相对位置,距离过小或过大都会造成引射环境流体流量减小。