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结合气体热力学理论和等压引射器设计理论方法,提出了高温燃气热力学参数计算方法,研制了基于高温燃气引射的超声速引射器试验平台。通过引射器与燃气发生器的对接实验,研究了零引射和被引射气流引射两种状态下的工作性能以及引射气流温度变化对工作性能的影响。实验结果表明:被引射气流流量360 g/s时,入口总压达到3.89 kPa,优于设计指标4 kPa;引射气流温度在低于设计值100 K范围内的变化对引射器的工作性能不会造成影响。实验验证了基于高温燃气引射的超声速引射器性能计算分析与工程设计方法的可靠性,相关研究结果为燃气发生器参数优化提供了指导性建议。 相似文献
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基于有限体积迎风格式对超声速燃烧流场进行了的数值模拟.由于超声速燃烧流场绕流的复杂性,要求对多组分Euler/N-S方程求解的数值模拟方法应具有较高的计算精度及效率.本文引用辅助点方法建立了具有空间二阶精度的van Leer迎风矢通量分裂格式,并应用于超声速燃烧流场绕流的数值模拟.化学反应为氢气/空气十反应模型,采用考虑了化学反应特征时间的当地时间步长显式Runge-Kutta时间推进格式.对钝头体模型爆轰现象、后向台阶氢气喷射及二维内外流超声速燃烧流场模型进行了区域分裂技术的并行计算.计算结果与参考文献作了对比,得到了满意的结果. 相似文献
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2m超声速风洞总体结构设计 总被引:3,自引:0,他引:3
“高速化”、“精确化”是未来飞行器一个极为重要的发展方向,是提高飞行器效能的有效手段,而先进飞行器的研制强烈依赖于地面模拟试验设备——风洞.目前我国现有的超声速风洞设备尺寸和试验模拟能力还有很大不足,主要体现在真实模拟、模拟能力、精确测量等方面.在这种背景下,开展了2m超声速风洞的建设,笔者针对风洞的特点主要介绍结构总体设计概况.该风洞为下吹一引射式暂冲型超声速风洞,采用全钢结构,主要涉及风洞总体布局、模型更换方式、支座布局、风洞洞体各部段间连接、密封和定位、风洞洞体的强度和刚度、洞体水压试验等问题. 相似文献
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以中国航天空气动力技术研究院(CAAA)FD-07风洞为对象,进行了马赫数5~6时两级超声速引射器气动性能试验研究。通过二级引射器单级调试、两级引射器联调、主-次流混合调试,获得了引射器运行时的相关数据。通过试验数据分析,得出如下结论:(1)在FD-07风洞引射器马赫数5~6试验中,一级引射器运行压力0.8MPa、二级引射器运行压力1.0MPa时,引射器运行效率较高,中压气源消耗较少;(2)超声速引射器用于维持风洞运行压比,而风洞驻室低压环境(即试验模拟高度能力)主要由主气流状态决定,与引射器关系不大;(3)一级超声速引射器能对主气流干扰、二级超声速引射气流干扰起到很好的隔离作用。进一步明确了FD-07风洞引射器的运行状态,优化了引射器运行压力方案。 相似文献
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引射系统是化学激光器排气系统的核心组件。为提高排气系统引射效率并适应小型化、经济性等要求,提出一种采用燃气发生器产生高温燃气的引射气源方案,建立了"基于航空发动机单喷嘴燃烧室结构的燃气发生器+两级超声速引射器"组合的引射系统试验平台,开展了燃气发生器独立热试车,并实现了与引射器的对接试验。结果表明:燃气发生器点火可靠,运行稳定;在高温燃气的引射作用下,引射器启动迅速,工作平稳,各项性能指标优于设计值;引射燃气温度一定范围内的变化基本不影响引射器工作性能。相关研究结果可为引射系统方案设计及选取提供参考。 相似文献
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Roe格式在多组元燃烧流场数值模拟中的应用 总被引:3,自引:2,他引:1
对Roe通量分裂格式进行了详细讨论,并将其推广应用到基于非结构网格的高超声速多组元燃烧流场的数值模拟中。控制方程采用三维多组元Euler方程,重点针对Roe格式开展研究;考虑到燃烧流场求解过程中出现的刚性问题,对化学反应源项采用点隐式方法处理。对超声速条件下钝头体激波诱导燃烧流场进行了数值模拟,比较分析了3种经典化学动力学模型对流场结构的影响,获得与数值模拟、试验数据相符的结果。结果表明发展的方法可以用于多组元燃烧流场的数值分析,且化学动力学模型的选取直接影响激波诱导燃烧流场中诱导区厚度。 相似文献
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流体二次引射推力转向参数影响规律 总被引:1,自引:0,他引:1
采用数值模拟手段,对流体二次引射推力转向参数影响规律进行了研究。首先采用二元矩形矢量喷管,结合风洞试验及国外文献计算数据,验证了自主开发的流体推力转向数值模拟软件的可靠性;在此基础上,开展了流体二次引射推力转向的机理研究和各种参数影响规律数值模拟研究,并详细研究了不同主次流压比、引射缝隙位置和缝隙宽度等参数对干扰流场结构及推力转向偏角的影响,获得了各设计变量对喷管性能及内部流态的影响规律,给出了流体二次引射实现推力转向的基本设计原则及较优的参数组合方案,相关结论可为流体二次流引射推力矢量喷管设计提供依据。 相似文献
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根据流体流动控制方程组,研究发现明渠中的浅水波和气体中的扰动波具有相同的传播特征,因而可用直观形象的水流实验来模拟复杂的气体动力学现象.运用收缩扩张形实验明渠得到的水流实验结果与气体流场数值仿真结果具有良好的一致性,验证了明渠流模拟气体动力学现象的有效性.研究结果表明:拉瓦尔喷管中的马赫数M与同尺寸明渠中的弗劳德数Fr具有相同的变化规律;明渠中的超临界流通过楔形体和圆柱体时的流动现象可以比较理想地模拟出超声速气流在相应条件下的膨胀波和激波现象;通过改变出口外部水位的方式在明渠内形成的水跃波,可以非常形象地模拟出拉瓦尔喷管在相应条件下形成的管内激波. 相似文献
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设计了活塞式合成射流激励器,研究了合成射流特性及其影响因素,并在高速风洞中开展了合成射流应用于空腔流场气动噪声抑制的试验研究。研究结果表明:合成射流激励器设计合理,能够得到较高速度的射流,正向射流速度极值约160m/s;合成射流频率与激励器激励频率一致;激励器频率、活塞行程以及射流出口形状等参数会对合成射流速度极值产生明显影响;合成射流速度对射流出口厚度变化不敏感;该方法对空腔流场气动噪声的抑制效果与马赫数关系密切,跨声速条件下,采用该方法进行流动控制能够改善空腔流场的气动声学环境,而超声速时该流动控制方法基本失效。 相似文献
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在超声速自由旋涡气动窗口应用中,高能激光束实际上是透过超声速自由旋涡射流的剪切层输出的,激光束会受到剪切层的退化畸变。为了减少这种畸变,优化超声速剪切层光学性能,提出了超声速自由旋涡射流的压力匹配和折射率匹配剪切层的设计方法。提出了两种类型的折射率匹配剪切层的设计方法,讨论了其设计过程。这两种剪切层分别为按照某种比例混合的He/Ar混合气体作为自由旋涡射流的工作气体时的折射率匹配剪切层,以及选用加热到某个温度的干燥空气作为自由旋涡射流工作气体时的折射率匹配剪切层。 相似文献
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针对 MD-82真实客机座舱内现有的壁面条缝型送风口流场平均流速沿座舱轴向分布的不均匀性,提出了一种送风口条缝形芯内结构的设计,使条缝型送风口处气流混合更加均匀,湍流发展更充分,平均流速沿座舱轴向分布更加均匀。并利用热线测速技术,精细测量条缝型送风口流场进行验证。从吹风感舒适性要求出发,利用子波分析,对条缝型送风口流场不同位置的瞬时速度时间序列信号作多尺度湍涡成分分析。结果表明:加装了条缝形芯内结构的条缝送风口流场的气流脉动特征频率始终维持在21.83Hz 左右,而导致人最不舒适的空气速度脉动频率为0.2~0.6Hz,从而证实加装了条缝形芯内结构的条缝送风口流场的气流提高了人体感觉的舒适性。 相似文献
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基于 Frave 平均的 N S方程和 B/ L 湍流模型,采用了 Jam eson 格式和 M U S C L 格式,对外流在亚声、超声和零 M ach 数三种状态时矩形喷管的喷流流场进行了数值模拟,探讨了内外喷流及喷管内的流动特征,并与实验数据进行了比较,计算结果与实验结果吻合较好,验证了计算所使用的 N A P A 软件的可靠性,从而为用计算流体力学的方法模拟具有两股来流的三维湍流流场提供了一种有效的手段。 相似文献
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两电极等离子体高能合成射流激励器通过腔体内电极间的瞬时电弧放电加热腔内气体,在激励器出口产生压差并喷出高速射流,从而产生反作用力和冲量。针对两电极等离子体高能合成射流响应快、持续时间短的特点,设计了单丝扭摆式微冲量测量系统,并结合高速阴影系统,对两电极等离子体高能合成射流的流场发展过程及其单脉冲冲量特性进行了实验研究。实验结果表明,两电极等离子体高能合成射流响应时间小于10μs,射流持续时间约为1ms,射流前锋最大速度约为190m/s,射流流场发展过程中存在多道强压缩波,并以当地声速向下游传播。单丝扭摆式微冲量测量系统可实现μN·s量级冲量测量精度,单脉冲冲量约为32μN·s,并且在低频状态下射流总冲量随激励器放电频率成线性增加。 相似文献
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为了研究剪切敏感液晶(Shear Sensitive Liquid Crystal,SSLC)涂层在不同气流速度下用于测量和显示壁面摩擦力场的能力,应用SSLC涂层对不同速度下平板表面亚声速射流的摩擦力矢量场进行了测量,对带有激波单元的超声速射流摩擦力场及其动态特性进行了流动显示。研究结果表明:在定量测量方面,SSLC涂层能够在宽量程范围内快速、高分辨率地测量射流摩擦力矢量场,可用于射流摩擦力场随射流速度的变化特性研究;在流动显示方面,SSLC涂层可用于显示超声速射流的菱形激波单元等流场结构及其动态变化特性。 相似文献