多级涡轮S2流面的变比热气动热力计算方法

针对在多级涡轮流道中沿流动方向燃气温度变化较大这一特点，为了准确反映出温度变化对气动热力计算结果的影响，提出了一种考虑变比热影响的Ｓ２流面的气动热力计算方法。该方法摒弃了传统的定比热气动热力计算公式和由温度、密度确定压力的求解顺序，而是根据导出的变比热计算压力的关系式求解压力，然后用温度和压力计算密度。计算结果显示出本文的算法较传统的未能充分考虑变比热影响的气动热力计算方法可以改善多级涡轮联算时的计算准确度。     

高超音速飞行的总温总压计算

本文用化学平衡定熵变成份变比热热力计算法(以下称热力计算法〕计算了Ma=0～7.00、高度H=0～40km的总温、总压随Ma数及高度H的变化规律.计算结果与定成份定比热的气动函数法(下称气动函数法)和修正系数法的计算结果及R-R公司的引用数据进行了比较.给出了总温、总压的相对误差δ_T、δ_P随Ma数及H的变化规律.计算表明,热力计算法与气动函数法相比较,在Ma>3.0之后有显著的差别.     

一种新型的变比热气动函数

 本文给出了一种新型变比热气动函数。新型变比热气动函数的公式形式与定比热气动函数的公式形式十分接近,计算十分简便,并可以利用气动函数表将变比热问题的计算简化到接近于定比热问题的情况。新型变比热气动函数是求解变比热热力过程的一种十分有效的新方法。     

以气流马赫数为自变量的新型变比热气动函数

本文给出了以马赫数为自变量的新型变比热气动函数,并对现有的求解变比热热力过程的五类方法,即热力学法、两种常规的和两种新型的变比热气动函数法进行了比较。研究结果表明,在这五类方法中,采用以马赫数为自变量的新型变比热气动函数最为简便。     

燃烧产物热力性质的通用关系式

本文给出了任意燃料-空气系统燃烧产物热力性质的通用关系式.利用这种关系式可以简化燃烧产物热力性质的计算和燃气热力性质表的编制.     

用随机选取法（RCM）计算高温平衡气体的激波管流动

本文用RCM方法计算了高温平衡气体的激波管流动。在求解Riemann问题时,激波关系式采用精确解,而对于稀疏波关系式,本文建立了等效比热比的局部理想气体近似关系式,从而使RCM方法大为简化,并具有足够精度。     

平行混合的变比热准确解与次准确解

在变比热平行混合计算中，一般多以近似等比热比ｋ处理。变比热气动函数式的推导，提出了解此问题的有力工具。本文较详细地介绍了五ｋ准确解及三ｋ次准确解，证明次准确解足够近似，而定比热解则误差很大。     

涡波效应宽速域气动外形设计

拓展了密切锥乘波体设计方法的应用,推导了设计方法中激波出口型线、流线追踪起始线与平面形状轮廓线之间的几何关系,建立了定平面乘波体设计方法。通过定制乘波体的平面形状引入涡效应,提出涡波效应宽速域气动布局的概念,即在高超声速状态下使用激波效应、在低速状态下使用漩涡效应提升布局的总体性能。以双后掠布局为例,使用CFD方法评估其高速和低速状态的气动性能,与带锥体的平板进行对比,分析了升阻比、升力系数以及流场特性,初步给出了非线性增升效果。计算结果表明：当前定平面乘波体布局在低速状态和高超声速状态均具有较好的气动性能,弥补了传统乘波体的性能缺陷,为宽速域气动布局的设计提供了新的思路。     

化学回热循环中工质热力性质的处理方法

采用VC和Matlab混合编程的方法,编制了CRGT循环中工质（水-水蒸气和空气-湿燃气）的热力性质计算程序。空气和干燃气的热力性质采用理想气体掺混模型,水和蒸汽的热力性质采用IAPWS-IF97标准模型,湿燃气的热力性质采用改进的工程计算方法进行处理。计算结果表明：该方法计算精度高、计算速度快。     

涡扇发动机热力学分析

 本文将混排涡扇发动机拆为内外函分循环结算,以阐明各自的实际热力学功能。按定比热简化解出主要性能最有利的三个特征压气机压比,并与变比热准确解作了比较。     

适用变比热的广义气体动力学基本函数

为了计算高马赫数条件下气体动力学参数，引入无量纲的温度平均比热系数m和对数温度平均比热系数n，从气体动力学和热力学基本概念出发，推导建立了能够反映“变比热效应”的广义气体动力学函数和理论动压表达式。广义气体动力学函数在马赫数小于3条件下的简化形式与传统气体动力学函数一致，在马赫数大于3条件下能够有效修正“变比热效应”所导致的传统气体动力学函数计算偏差，通过无量纲系数m、n可以便捷得到总静参数的关系式。     

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。     

变循环发动机建模方法研究及验证

研究了变循环发动机(VCE)关键部件建模技术.采用叶尖叶根分段建模技术建立了两段风扇的数学模型,使之更适用于VCE.基于流场分析,建立了活门开度、外涵道进口总压、动压与外涵道总压恢复系数之间的智能映射,完善了外涵道模型.建立了VCE部件共同工作方程,获得了VCE部件级数学模型.基于欧洲空间与推进系统仿真数据库进行设计点计算,并开展了仿真验证.仿真结果表明:建立的数学模型表现出的工作性能与实际发动机实验结果一致,在低马赫数下双外涵道模式推力更大、耗油率更低;相反在高马赫数下单外涵道模式推力及耗油率优于双外涵模式,验证了所采用建模方法的有效性.      

结合局部次流循环的变几何轴对称进气道研究

针对常规定几何轴对称进气道在低马赫数工作时流量系数低、溢流阻力大的问题,提出了一种结合局部次流循环的变几何轴对称进气道,其通过平移进气道一级锥并引入局部次流循环重构前体激波系相结合的方法,保证了进气道在较宽马赫数范围内的流量捕获能力。通过仿真方法验证了这一设计概念的可行性,并与常规定几何轴对称进气道进行了性能对比。结果表明:该新概念可调轴对称进气道在低马赫数工作时具有良好的流量捕获性能,并且在整个工作范围内保持了较高的总压恢复性能。与按传统方法设计的定几何轴对称进气道相比,其流量系数和总压恢复系数在工作范围内的最大改善幅度分别达到27.45%和14.31%。此外,选择合适的非控制状态贴口马赫数对该设计概念的实现效果具有明显的影响。     

高超声速内收缩进气道轴对称基准流场改进

针对轴对称基准流场中前缘曲激波靠近中心体的部分激波强度过大现象,基于马赫数分布可控反设计方法,将这道前缘曲激波分解为一道较弱弯曲激波和部分等熵压缩波,改进的基准流场存在“四波四区”结构且压缩效率明显提高.基于该改进的基准流场和常规“两波三区”基准流场分别设计了圆形进口的内收缩进气道并对其流场特点和性能进行数值研究.结果表明:改进的进气道的流场能较好保持基准流场的特点;在来流马赫数为4.0~7.0范围内具有较高的压缩效率和良好的流量捕获能力,设计点的出口压比和总压恢复系数分别为17.56和0.540;改进的进气道采用来流马赫数从高到低前缘弯曲激波和汇集的等熵压缩波依次封口的设计概念,在提高流量捕获能力的同时减小了总压损失,总体性能优于常规进气道,来流马赫数为7.0时总压恢复系数相对提高了23.6%,来流马赫数为4.0时流量系数相对提高了5.7%.      

RBCC进气道双流道变几何方案研究

提出了一种基于双流道变几何的二元进气道设计方案:通过下流道的开关,实现进气道压缩角和收缩比的调节,使得进气道能够适应更宽的工作范围,并能兼顾与飞行器和燃烧室的一体化设计.研究表明:该方案可在保证原有双模态冲压发动机进气道高来流马赫数性能不变的前提下,将自起动马赫数降至引射/亚燃模态过渡点附近,该方案自起动马赫数为2.8;低来流马赫数时进气道具有较高的流量系数（来流马赫数为3.0时达到0.62）、较高的总压恢复系数（来流马赫数为3.0时达到0.79）和较低的阻力（低来流马赫数时降低了30%多）.      

激波后高温高速流场中的传热特性研究

激波后高温、高速流场中的热力学与传热特性分析是直接涉及到飞行器热防护设计与传热分析的关键问题之一,借助于多组分、考虑非平衡态气体的振动以及激波与热化学非平衡态效应的守恒积分型Navier-Stokes方程组,并用高分辨率总变差减小(TVD)格式进行求解,计算与研究了Apollo工程AS-202返回舱再入地球大气层的6个飞行工况(飞行马赫数15.52～22.63)以及Huygens飞行器再入土卫六大气层的6个工况(飞行马赫数17.29～24.47),分析了不同工况下弓形脱体激波后高温高速流场的热力学与传热特性,计算得到了沿壁面的热流密度分布、温度分布以及Stanton数分布,并与国外相关飞行数据进行了比较,两者吻合较好.相关计算可以指导有关飞行器的热防护设计.      

四段修型弥散反射激波中心体基准流场研究

针对高超声速内收缩进气道宽马赫数范围工作的要求,设计了一种四段修型弥散反射激波中心体基准流场,可明显提高基准流场来流马赫数高于设计点来流马赫数（6.0）时的压缩效率,巡航点（来流马赫数为7.0）出口总压恢复系数较下凹圆弧中心体基准流场提高了2.3%.此外,基于两种基准流场分别设计了圆形进口内收缩进气道并在来流马赫数为5.0~8.0范围内进行数值计算,结果表明:来流马赫数高于设计点来流马赫数时,四段修型进气道的压缩效率更高.有黏条件下,来流马赫数为8.0时二者的增压比近似相等,四段修型进气道喉道截面出口总压恢复系数相对提高了1.1%.      

二维弯曲等截面管道中的激波串特性研究

利用Carroll的试验数据验证了数值方法的有效性之后,对二维等截面弯曲管道中激波串的特性进行了数值模拟试验,研究了管道弯曲对激波串的结构与特征长度、壁面沿程静压分布、出口截面马赫数与总压恢复、反压特性等的影响,研究中考虑了不同的进口马赫数和边界层厚度。结果表明,管道弯曲对流动的对称性有着明显影响,当马赫数较高时(如Ma₀=2.45)合适程度的管道弯曲有利改善直管道已有的流动不对称,使激波串长度缩短。管道弯曲能够有效抑制出口压力变化所导致的出口截面马赫数的大幅波动,考虑到低压比时(出口Ma_e>1)直、弯管道之间总压恢复系数存在明显差距,而当压比较高时(出口Ma_e<1)两者相当接近,因此亚燃发动机的超声速扩压器可适当使用大曲率以缩短管道的轴向长度。另外,鉴于弯曲管道与直管道内激波串长度之间的明显差异,已有的基于直管道的激波串长度经验公式不能很好地适用于弯曲管道。     

TBCC进气道变几何泄流腔研究

提出了一种用于内并联型涡轮基组合循环(TBCC)进气道全马赫数范围的可变几何泄流腔方案,给出了可变几何泄流腔的设计方法;研究了泄流腔及其几何特征参数对进气道流场特征和气动性能的影响,获得了几何特征参数对进气道气动性能的影响规律.最后,采用三维流场数值模拟手段,对泄流腔可变型面参数随飞行马赫数Ma₀的调节规律和进气道在全马赫数范围内的气动特性进行了研究,结果表明:泄流腔开启之后,随着Ma₀的增加,泄流腔进口宽度和喉道高度不断减小,且均呈前急后缓的减小趋势;在Ma₀≤2.0和Ma₀≥2.5时,泄流腔进口前角均随Ma₀的增加而减小;当Ma₀≤2.5时,进气道的总压恢复系数均在0.8以上,当2.5<Ma₀≤4.5时,进气道的总压恢复系数均在0.3以上,符合进气道总体方案的要求;冲压模态下,冲压通道的出口马赫数均小于0.4,出口静压均大于0.5个标准大气压(50.6625kPa),均能满足冲压燃烧室的燃烧需求.结合高速风洞试验研究结果,印证了可变几何泄流腔方案的可行性.