火焰面模型在超燃冲压发动机数值模拟中的应用

采用k-ω两方程湍流模型, 火焰面模型和质量加权平均的Navier-Stokes方程组解耦求解的方法,模拟了DLR氢燃料直连式超燃冲压发动机湍流燃烧流场,并与化学反应源项直接采用Arrhenius公式模拟及实验得到的结果进行对比,可以发现湍流脉动对化学反应的影响不能忽略.     

直连式脉冲燃烧风洞起动过程研究

直连式脉冲燃烧风洞的起动过程是一个非常复杂的瞬态过程,采用光电测量系统和数值方法对其进行探索性研究.试验中,光电探测系统在非常短的传输距离上测出了高速起动激波的速度.通过与试验结果对比,验证了所采用的数值方法的可行性.研究表明:起动激波往下游的运动过程具有一定的规律性;由于内型面的变化导致起动激波速度在起动过程中发生变化.     

激波管内边界层数值模拟

结合在中国空气动力研究发展中心进行的试验 ,对激波管内的边界层作了化学平衡流的数值模拟 ,对激波管壁边界层对试验模型周围的流场的影响作了评价。     

前缘对进气道性能影响的数值模拟

应用质量平均的N-S方程和B-L代数湍流模型，在不同压缩面前缘半径条件下，以高超声速进气道的流场进行了数值模拟，对比研究了进气道压前缘半径对流场结构及性能的影响，在计算过程中，对方程中的对流项采用了空间为二阶精度的TVD格式，扩散项则采用了二阶中心差分离散。     

高超声速飞行器的碳氢燃料双模态超燃冲压方案研究

以超燃冲压作动力的高超声速巡航飞行器与火箭动力相比，在Ｍ＝６时，比冲增加二倍以上，与亚燃冲压相比，发动机内静温，静压低，从而减轻了结构强度负荷，简化了结构设计。这种巡航飞行器飞行速度快，突防与生存能力强，具有更大的作战能力。     

管道中复杂马赫反射流场的高精度数值模拟

本文分析了一类高精度迎风TVD欧拉方程差分格式的精度,并用240×80个网格点进行马赫反射的计算,获得了目前实验和计算不易得到的两个激波三叉点的复杂波系结构。本文还研究了激波管上壁面对马赫反射的影响,并计算了轴对称扩张管道中激波的运动及激波与半球形障碍物的相互作用。计算结果分析指出,本文所采用的高精度迎风TVD格式与计算方法可以用来模拟具有复杂波系的工程问题研究。     

军用飞机结构损伤评估专家系统设计研究

航空装备的维修是航空装备保障的重要组成部分.军用飞机损伤快速修理是保持航空部队持续作战能力最直接、最有效、最经济的途径.军用飞机损伤评估是指对飞机损伤的程度、修理所需的时间和资源、要完成的修理工作以及修理后的作战能力等方面做出的评估.损伤评估是实施战伤飞机修理的前提和必要条件.     

基于Rao方法的二维单壁膨胀喷管优化设计

针对高超声速飞行器后体尾喷管的优化设计问题,发展了与多目标优化程序NSGA-Ⅱ相结合的自动优化流程。利用Rao喷管的近似方法建立喷管优化模型,采用区域推进求解PNS方程的流场解算器和网格自动化生成技术获得尾喷管的性能;引入目标约束设计和自适交叉技术,自动加速目标空间的搜索,大幅度提高了多目标优化设计效率;获得了给定来流和喷流条件下的一种具有良好性能的二维后体尾喷管设计方案。     

非对称交叉激波和湍流边界层相互作用的数值研究

针对7°×11°双尖鳍外形的非对称交叉激波与湍流边界层相互作用,采用Navier-Stokes方程和5种湍流模型进行了计算.主要考察对壁面压强、热传导、绝热壁面温度和壁面摩擦力线分布的计算精度.计算结果表明:两道斜激波相交后的区域的壁面压强和热传导都比较高;计算的压强和壁面摩擦力线与试验吻合很好,绝热壁面温度次之,热传导最差,峰值高达试验的3倍左右.湍流模型对壁面压强和壁面摩擦力线影响很小,对绝热壁面温度和热传导影响很大.在5种湍流模型中,TNT(turbulent/non-turbulent)和SST(shear-stress transport)模型表现较好.      

M3条件下乙烯燃料超燃冲压发动机空气节流点火试验

在隔离段入口Ma=3(模拟飞行马赫数6.5)条件下,采用乙烯燃料的超燃冲压发动机点火十分困难。为解决该难题,采用了空气节流作为辅助点火措施。基于脉冲燃烧风洞直连式试验平台进行了空气节流点火试验,通过壁面压力测量,获得了节流点火的火焰发展历程。以点火时间为指标,对节流流量、乙烯当量比、节流时间等参数进行了定量分析,节流流量的调节范围为0%~45%,乙烯当量比调节范围为0.6~1.2,节流时间调节范围为190~350ms。分析了三个节流参数各自的作用机理,通过数据拟合,绘制了节流流量与点火时间、乙烯当量比与点火时间的关系曲线,揭示了节流时间与点火时间的关系。 