高超声速飞行器单壁膨胀喷管的自动优化设计

为了提升高超声速飞行器单壁膨胀喷管的升力和推力,对其进行了优化设计。介绍了超声速流场的分区推进求解技术、流动的时间迭代和超声速流动的空间推进求解方法。对高超声速飞行器的单壁膨胀喷管进行了参数化描述。实现了喷管二维网格的自动生成。借助成熟的单目标和多目标优化软件,对喷管的推力和升力进行了优化。优化后的喷管在推力和升力方面有了大的提高。所采用的超声速流场分区推进求解和空间推进求解技术使得优化过程在单个CPU上能快速完成。     

高超声速马赫反射

通过实验和数值计算模拟了激波绕４０度压缩拐角的流动。实验是在气动中心激波管中完成的，数值模拟采用了层流的Ｎ－Ｓ方程，对无粘项，粘 英和化学源项分别采用迎风ＴＶＤ格式，中心差分格式和点隐式的方法进行差分离散，计算了平衡与非平衡条件下的马赫反射流动，其数值计算结果与实验结果符合甚好。     

再生冷却超燃冲压发动机整机稳态热分析

为了对再生冷却超燃冲压发动机进行热分析,结合三维燃气流场计算软件平台、国内航空煤油物性计算程序,发展了三维热分析计算程序.在Ma=4.9和5.86两种工作状态下,对再生冷却超燃发动机整机进行了三维热分析,得到了发动机局部高温区位置,并研究了冷却剂流量分配对发动机冷却的影响.      

二维带动力吸气式高超声速飞行器绕流的PNS-NS混合求解

为了提高吸气式高超声速飞行器绕流的求解效率,采用空间推进求解抛物化PNS(parabolizedNavier-Stokes)方程和时间迭代求解Navier-Stokes(N-S)方程的混合计算流体动力学(CFD)方法来求解高超声速飞行器整机绕流.在超声速占主导的流动区域采用空间推进求解抛物化N-S方程的方法,在亚声速和分离区采用时间迭代求解N-S方程的方法.对于求解二维带化学反应的吸气式高超声速飞行器绕流,混合CFD方法和完全时间迭代方法相比,可得到同等准确的数值模拟结果,并且求解效率提高了数倍.      

强激波阵面的非平衡特性研究

利用测量强激波波后N_2~+第一负系(0,0)带和(1,2)带的辐射,对强激波后振动温度历程的进行了测量;利用Langmuir探针技术,在低密度激波管中对强激波后电子数密度历程进行了测量;在弹道靶中进行了激波脱体距离的测量研究.测量和计算结果进行了对比,结果表明:N_2~+B~2∑_u~+态的激发比振动能的激发更快:实验测得的振动温度有明显的周期性振荡;在激波速度7.65km/s～7.85km/s、p_1=1.33Pa、实验段内径0.8m下,实验有效时间只有约6.5μs,实验中的电子数密度不能达到峰值,在约10倍波前自由程的实验有效区域内,电子数密度的测量值与计算值吻合很好.激波脱体距离的测量误差约为5%,是目前国内精度最高的结果.     

基于轴对称喷管的三维内收缩进气道的设计与初步评估

介绍了基于逆置等熵轴对称喷管的三维内收缩进气道的设计方法,并对设计的进气道的气动性能进行了初步评估。轴对称逆置等熵喷管采用特征线方法生成,以3°截短逆置喷管流动为基准流场,定义进气道出口为圆形截面,采用流线追踪方法和三维造型工具,生成了三维内收缩的超声速进气道,内收缩比CR=6.18。采用自主CFD软件分析了设计的内收缩进气道性能。无粘和粘性湍流计算表明,在设计点、起动状态下流线追踪进气道出口总压恢复系数高,流动核心区较为均匀。     

采用火焰面/反应进度变量方法模拟湍流燃烧

在自主开发的软件平台上添加了火焰面/反应进度变量方法,选取了两种反应进度变量分别对甲烷/空气的同轴射流燃烧室进行了数值模拟.将计算结果与稳态火焰面模型、文献参考值以及实验值进行了对比研究,结果表明:采用火焰面/反应进度变量方法能捕捉到稳态火焰面模型所不能预测到的火焰抬举等非稳态现象,得到的结果与文献参考值以及实验值出入很小,能准确反应真实的燃烧过程;另外不同反应进度变量的定义对计算结果有较大的影响,采用火焰面/反应进度变量方法对主要中间产物一氧化碳的预测比文献参考值更好,更接近于实验值.      

油气比对超燃发动机点火过程的影响

为了研究油气比对超燃发动机自点火性能的影响,利用二维非定常化学非平衡计算方法模拟了总温2000K,总压3.0MPa,入口马赫数3.0,煤油油气比为0.2和1.0时超燃发动机的自点火过程。具体可以得到以下结论:(1)总油气比越高,燃料传播速度越快;燃料首先沿着剪切层传播至凹槽后缘,之后在凹槽漩涡的带动下向凹槽上游和底部传播。(2)凹槽回流区温度高,点火延迟时间短,低油气比的气体一旦进入凹槽回流区后即可在凹槽后缘和上方点火。(3)火焰从凹槽的上沿和右边向凹槽底部和左边传播。(4)总油气比越高,点火越困难。     

超临界压力正十烷对流传热实验及计算研究

针对主动冷却超燃冲压发动机的实际工作条件,利用电加热管设备开展了超临界压力正十烷流动和传热特性实验,目的在于获得适用于发动机传热设计的燃料对流传热关联式。管子材料为不锈钢、内径1．5 mm、外径3．0mm、长度1300mm。采用K型热电偶测量管壁沿程外壁温。实验中正十烷压力约4．0～4．3MPa,温度约335～870K,流量分别为0．93、1．24和1．86g/s。正十烷的流动经历了层流、过渡和湍流3种流态。采用最小二乘法拟合实验数据,获得了正十烷在3种流态下的传热关联式。通过外壁温计算值与实验值的对比,验证了本文给出的传热关联式的适用性。     

密切曲面内锥乘波前体进气道设计和试验研究

介绍了密切曲面内锥乘波前体进气道（Osculating Inward turning Cone Waverider Inlet,OICWI）的一体化设计方法,对该型乘波前体进气道的性能进行了数值分析,针对该型一体化乘波前体进气道完成了风洞试验研究。理论设计结果和设计状态无粘模拟结果一致,设计状态下的计算结果表明,前体进气道具有较高的总压恢复、较好出口流场均匀度及较高的流量捕获率。试验研究结果表明,改型一体化前体进气道在马赫数5～7条件下顺利启动,流场波系及压力分布同数值分析结果吻合。