三维流场的计算干涉方法

计算干涉技术通过试验图像和计算图像相比较，可以验证CFD的有效性，是研究复杂流场的有力工具。作者根据M－Z干涉仪的光学成像原理，用计算机仿真实现了将数值计算获得的二维、轴对称和三维的复杂流体的密度场转换为“无限条纹”和“有限条纹”的干涉图像，尤其是在处理三维流场时，采用流场重构的方法，达到了很好的效果。     

超声速燃烧室凹槽动态特性试验研究

为研究超声速燃烧室中凹槽火焰稳定器的流动特性,对来流马赫数2.0条件下各种构型的凹槽流场进行了试验研究。得到了不同几何构型凹槽流场的纹影结果,采用动态压力传感器研究了凹槽流场的频谱特性,计算了凹槽流场自激振荡压力的均方根,并将试验结果和Rossiter经验公式预测结果进行了对比。     

展向截断曲面乘波压缩进气道气动布局

描述了所设计的展向截断曲面乘波压缩进气道.其特点是采用曲面乘波压缩前体,前体进气道压缩面基准流场由等熵压缩波轴对称流场组成,三维乘波面采用密切曲锥方法由前缘线各点流线跟踪拟合构成流面.乘波面根据飞行器和发动机的宽度要求进行了截断.数值计算和风洞试验结果表明:与相同几何收缩比的四波系压缩进气道相比,在马赫数为4.5时,曲面乘波压缩进气道流量系数提高12%,总压恢复系数提高39%;在马赫数为6时,曲面乘波压缩进气道流量系数提高4%,总压恢复系数提高50%.超然冲压发动机性能明显提高.      

空气节流对超燃冲压发动机燃烧室起动点火影响的数值研究

利用空气节流在流场中产生激波串,有效地辅助燃料实现起动点火.非定常Navier-Stokes方程数值模拟研究了空气节流对超燃冲压发动机燃烧室起动点火的影响,分析了起动点火时间段(0~1.0ms)内空气节流 对流场参数的影响.数值模拟结果表明:在燃烧室入口马赫数为2.0、静温为548.8K、静压为101555.9 Pa,乙烯燃料当量比为0.5,先锋氢辅助点火的条件下,距离发动机入口845mm处,节流流量为入口空气流量的30%,有效地实现了发动机的起动点火,无空气节流情况下的发动机点火效果不佳,火焰最终熄灭.      

爆炸波与超声速运动物体相互作用的数值研究

针对在弹道靶及爆炸波装置上完成的实验,用数值方法来研究在比热为常数和层流情况下爆炸波与超声速飞行物体的相互作用.为了准确模拟爆炸波,首先通过有限体积法求解轴对称N-S方程计算了爆炸波流场,分析比较了数值干涉图和实验干涉图以及数值计算和实验得到的三个截面的密度分布曲线.其次以获得的轴对称流场为爆炸波初场,采用重叠网格技术,通过有限体积法求解三维层流N-S方程数值计算了在比热为常值和层流情况下爆炸波与超声速飞行物体的相互作用,得到了数值干涉图并与实验得到的干涉图进行了比较,分析了爆炸波对飞行物体表面压力的影响.     

一体化高超声速飞行器气动-推进性能评估

吸气式高超声速飞行器的一个重要特点就是机体和推进系统的高度一体化设计.在这类高超声速飞行器的发展中,机体-推进系统内外流场相互干扰的评估以及飞行器气动-推进性能的研究是非常重要的.文中阐述了CFD和风洞试验结合评估一体化飞行器气动-推进性能的近似方法,涉及一体化飞行器进气道和发动机的三个工作状态:进气道关闭、进气道打开发动机不工作以及进气道打开发动机工作.针对进气道关闭的工作状态,大量气动数据可由试验获得.但是,受模型尺寸和设备的限制,试验模拟进气道打开发动机不工作特别是进气道打开发动机工作的飞行状态是非常困难的.因此,首先根据进气道关闭和进气道打开发动机不工作两种情况下风洞试验数据与CFD计算结果的对比得到计算误差,在此基础上,结合内外流数值模拟,预测不同进气道和发动机工作状态下一体化飞行器的气动-推进性能.     

基于“分段-组合”残差神经网络的超声速氢气零维点火计算方法

受限于发动机燃烧数值模拟需要长时间超级计算机运行的问题，发展了一种基于“分段-组合”残差神经网络的氢气零维点火计算方法。以氢气零维点火算例为基础，基于自主研发的高超声速内外流耦合数值模拟软件AHL3D构建数据集。数据集中输入变量为超声速工况下的温度、压强及8种组分质量分数的初始状态值，输出变量为3000个时刻点的温度、压强及8种组分质量分数状态值。构建了一种“分段”训练、“组合”预测的残差神经网络框架。算法首先将高维输入数据进行降维训练，再将“分段”模型预测后的参数冻结形成“组合”模型。与氢燃料直接计算相比，实验结果表明“分段-组合”残差神经网络可显著提升计算效率，对于11组分29反应的反应动力学模型可获得9.13倍的计算加速比，均方根误差降到了7.85×10-5，氢燃料参数的预测精度都高于98%，计算效率及精度优于现有的神经网络燃烧计算方法。     

某型发动机外调节片故障探讨

统计外调节片故障情况,针对其结构、装配功用方面的特点,分析外调节片上的支座和小轴常见故障形成原因并制定排除方法,为外调节片修理及工装设计提供思路。     

氧/甲烷安全排空装置设计及应用

针对液氧/甲烷、液氧/煤油等火箭发动机地面试验中氧/甲烷排放易出现重气云、易燃易爆危险性高等问题,设计一种安全排空装置,总体结构为下部是收集箱,上部是排空筒。采用功能驱动设计、应力校核尺寸的方法,对排空装置的收集箱、排空筒、固定支架几个关键部件进行了结构设计。设计结果为:收集箱是内部焊接有角钢骨架的钢板结构,钢板截面应力为0.4 MPa,远低于允许应力,人孔通过低温橡胶密封;排空筒下部是花管结构,插入收集箱与其联通,中部焊接排放接嘴,所受平均风力为111.2 N/m,引起的最大弯曲正应力为1.45 MPa,切应力为0.01 MPa,安全系数均很高;固定支架螺栓所受应力幅为2.1 MPa,低于许用值9.7 MPa。利用数值分析工具,仿真了排空装置工作过程,分析结果为:收集箱内最大压力为0.107 MPa,排放接口处最大冲击载荷为0.72 MPa、出口平均流速为45 m/s,均符合强度要求和安全排放要求。加工的排空装置多次成功应用于相关试验,结果表明:该排空装置设计方法可行,结构可靠,实现了预期功能,保证了氧/甲烷等易燃易爆介质的安全排放。     

脉冲燃烧风洞测力系统动态标定方法

针对脉冲燃烧风洞中的测力系统，提出了一种动态标定方法。利用力锤在模型表面上不同位置，沿不同方向施加一系列集中载荷，由输入载荷和天平输出辨识出该表面对应的单位脉冲响应函数（UIRF），再将各表面对应的UIRF加权得到系统的UIRF，加权系数由试验状态下各表面的压力分布确定。辨识某表面对应的UIRF时，通过将其参数化使反卷积问题转化为参数优化问题以回避问题的病态特性。求解参数优化问题时，先用遗传算法搜索到参数全局最优解的近似值，再以此作为单纯形方法的初值继续优化得到参数最优值。在ANSYS中模拟了动态标定过程，考虑了实际试验中输出应变含有较大噪声的情况，验证了这种动态标定方法的准确性。