液体中心式同轴离心喷嘴液膜破碎特性仿真研究（液体火箭推进）

为了实现对不同工况下液体中心式同轴离心喷嘴液膜破碎特性的数值模拟研究,采用网格自适应加密技术、耦合的Level-set和Volume of Fluid（CLSVOF）方法对气液界面进行捕捉,利用改进延迟分离涡模拟（IDDES）方法模拟湍流。分析了液膜的破碎模式、喷雾锥角、破碎长度以及流场特性。通过观察分析得到：随着气液相互作用的增强,液膜破碎模式依次经历主导表面波发展导致的液膜破碎、Rayleigh-Taylor（R-T）和Kelvin-Helmholtz（K-H）不稳定性引起的液膜破碎,以及气动破碎模式。随着气液动量通量比（Momentum Flux Ratio,MFR）的增大,喷雾锥角和破碎长度逐渐减小且呈渐进趋势,发现无量纲喷雾锥角和破碎长度均与MFR_^-A成正比例关系。相同液膜破碎模式而不同工况时,主要流场特征一致。     

脉冲等离子体流动控制机理研究

为了深入研究介质阻挡放电等离子体流动控制机理,采用数值仿真方法研究了激励器定常、非定常工作模式下,等离子体流动控制对边界层影响,并分析了不同模式控制流动分离的能力。仿真结果表明:激励器定常工作时,在壁面形成射流,非定常工作时,则在激励器下游诱导产生了一系列旋涡,同时旋涡向下游的运动加剧主流与边界层混合;不同工作模式,等离子体激励都能有效控制流动分离;非定常激励时,脉冲占空比为0.6时仍能有效抑制流动分离,控制效率更高。     

等离子体流动控制在乘波体前体设计中的应用

为研究等离子体流动控制在乘波体前体/发动机一体化设计中的应用,设计了二波系前体,首先研究不同工况下前体的性能,然后比较不同等离子体控制方法对非设计点总压恢复系数等参数的影响。研究表明,非设计点工况下前体激波不再满足激波-唇口原则,马赫数降低会使预压能力下降和流量系数减小,马赫数增大会使总压损失增大。马赫数小于设计点时,MHD方法效果较差,此时,等离子体虚拟前沿能够使减小总压损失、提高预压能力、增大空气捕获量。马赫数大于设计点时,准直流放电等离子体欧姆加热效应可减小总压损失,但会使预压能力下降和空气捕获量减小,此时MHD方法可以提高预压能力、增大空气捕获量,但会使总压损失急剧增大。     

MMH/NTO火箭发动机燃烧动态稳定性数值评定

应用脉冲枪不稳定燃烧模型对有／无声腔的MMH／NTO火箭发动机的燃烧稳定性进行了数值模拟,比较了3台MMH／NTO发动机的燃烧动态稳定性,计算与发动机的试车结果一致。     

液体火箭发动机带有隔板和无隔板的两相冷态解数值模拟

本文对液体火箭发动机燃烧室内带有隔板和无隔板的两种情况进行了两相冷态解数值模拟，气相控制方程用欧拉坐标系下的Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程组描述，液相控制方程在Ｌａ－ｇｒａｎｇｉａｎ坐标系下进行描述。气、液两相作用通过方程组的源项互相耦合，通过计算比较了有隔板和无隔板时发动机内部流场的参数值，表明了隔板体的数值处理方法对计算两相冷态解的有效性。     

临近空间表面波等离子体减阻性能分析

为研究临近空间表面波等离子体减阻效果,基于流体宏观模型的基本特征,分析了表面波等离子体流动控制机理的基础,以飞艇为模型,对其在 0°攻角情况下的流场进行仿真计算,比较了不同激励器控制方案的减阻效果,研究了飞艇尾部区域的等离子体流动控制效果. 结果表明,表面波等离子体具有增加飞艇升力、减小飞艇阻力的效果;单侧控制方案最大减阻效果达7%左右,对称控制方案减阻效果明显优于单侧控制方案,最大减阻效果可达32%左右;表面波等离子体对飞艇尾部的流动分离具有很好的消除抑制作用.      

脉冲放电等离子体控制火箭发动机高频燃烧不稳定性机理

为研究等离子体对火箭发动机高频燃烧不稳定性的影响,提出了一种基于脉冲激励准直流放电等离子体的控制方案,采用数值仿真方法研究了脉冲放电等离子体对燃烧室流场平均参数及动态特征的影响规律。结果表明:脉冲激励下燃烧室平均温度和压力都较定常激励下有所降低,对整个燃烧室的影响可以忽略。与定常激励相似,等离子体可以在一段时间内抑制高频压力振荡,而且在特定控制参数下其对不稳定燃烧的抑制效果优于定常激励方式;从功率谱密度分析可知脉冲激励下燃烧室压力振荡特征频率由燃烧室固有声学频率和脉冲激励频率两者共同决定,提高激励频率则特征频率幅值有所降低。脉冲激励方式与定常激励一样不改变燃烧室压力-释热耦合特征,但是通过降低释热率能够改变压力振荡幅值,进而实现对高频不稳定燃烧的抑制。在所研究工况中,激励频率为50 kHz、占空比为20%的脉冲控制参数下等离子体的抑制效果最佳。      

基于滑移网格的临近空间螺旋桨流场数值仿真

基于滑移网格模型,考虑RNG k-ε湍流模型,通过求解三维非定常N-S方程,仿真研究了螺旋桨非定常旋转流场,比较研究了20km临近空间环境下不同前进速度、不同转速下螺旋桨气动性能的异同.结果显示,拉力随转速的增大而增大,效率随转速的增大先增大后减小;桨叶周围的速度及速度场的分布范围,涡流强度的大小及涡流强度的分布范围都随转速的增大而增大;桨叶旋转运动产生的诱导速度对螺旋桨前面流场的影响范围较小,对螺旋桨后面流场的影响范围较大.     

固体火箭发动机尾焰红外辐射特性预估研究

运用离散颗粒模型对固体火箭发动机及尾焰两相流进行了一体化仿真,得出了各燃气组分和Al2O3颗粒的流场参数分布.通过建立固体火箭尾焰红外辐射模型,计算出了二维轴对称尾焰的光谱辐射亮度.研究表明,颗粒辐射起着主导性作用,颗粒尺寸越小,在4.3 μm波长处气相辐射作用越明显;燃烧室内燃面颗粒速度越大,尾焰辐射越弱;颗粒尺寸越大,颗粒辐射越强,但随燃面颗粒速度增大,辐射降低越快.所得结论与相关文献数据一致,表明计算模型和方法可行.     

贫燃条件下当量比对等离子体辅助起爆的影响

为研究贫燃条件下当量比对交流介质阻挡放电等离子体辅助起爆的影响,采用松耦合方法仿真求解了当量比分别为1.0,0.8及0.6三种条件下氢氧预混气体起爆过程,对比研究了放电产物时空分布特性、不同阶段爆震管内流场参数分布、起爆时间和距离以及推力壁动态历程。结果表明放电产物在同一周期内的时空分布形态不随当量比改变而变化,但随着当量比下降,各主要活性粒子的密度增大,增幅则降低。随着管内流速上升,等离子体对流场结构的改变更加明显,加速了形成稳定爆震波的各个子过程;不同工况下等离子体都缩短了起爆时间和距离,但当量比越低,缩短程度越小。对推力壁受力的动态分析也显示等离子体对流场演化的加速效果随当量比减小而减弱,不过其受力大小与等离子体无关。在本文贫燃条件下出现低当量比不利于等离子体发挥作用的原因包含两点,一是燃料占比降低带来的不利影响大于等离子体助燃的效果,二是放电区域尺寸有限。