褶皱结构对蜻蜓后翅的气动特性影响分析

褶皱结构是否能对蜻蜓后翅气动性能产生正面的影响,对蜻蜓后翅气动性能的影响是否与雷诺数(Re)相关。建立接近真实蜻蜓后翅的三维蜻蜓后翅褶皱模型和拥有同样外形的三维平板模型,利用计算流体力学方法分别计算两个模型在不同Re、不同攻角(α)下滑翔飞行时的气动特性。结果表明:褶皱结构的存在会明显提高蜻蜓后翅的升力,但是同时也会增大其阻力;不同Re情况下,褶皱结构对蜻蜓后翅气动性能的影响不同,当Re=1 000,α=0°～25°时,蜻蜓后翅的气动效能始终略优于三维平板;褶皱结构对蜻蜓后翅气动特性的影响与α也相关,α较大时蜻蜓后翅的气动效能略优于三维平板。     

轴对称塞式喷管电磁散射特性数值模拟

为研究塞锥存在对喷管雷达隐身特性的影响,以涡扇发动机轴对称喷管为基础,设计了加有不同锥度塞锥的塞式喷管;运用自主开发的基于物理光学迭代(IPO)和等效边缘电磁流(EEC)方法的程序对各型塞式喷管的雷达散射特性进行了数值计算并与原轴对称喷管特性进行对比分析。结果表明:塞式喷管能够有效降低喷管雷达散射截面(RCS);但0°仰俯角附近会有局部升高,在水平极化和垂直极化方式下RCS值分别比原喷管最大增大8.14%,11.77%;存在最优锥度,在水平和垂直极化方式下都能够最大程度减小喷管总场RCS均值,使得其比原喷管分别减缩13.2%,15.2%。     

高超声速进气道的裂解碳氢燃料提前喷注研究

高超声速进气道的裂解碳氢燃料提前喷注一方面可以显著增加燃料的有效掺混长度,另一方面也可以实现对进气道激波和流场的控制。以替代裂解碳氢燃料C_(12)H_(24)为喷注气体,采用数值工具模拟高超声速二元进气道在飞行高度为26km时的工作状态,开展了马赫5设计状态无燃料喷注和马赫6超额定状态带燃料喷注的两类流场分析,重点研究燃料对波系的控制和燃料的自身掺混。通过调节五喷嘴的燃料喷注压力发现,按照马赫5设计的高超声速进气道在马赫6时同样可以实现完全激波贴口,燃料在进气道内通过多重外压缩激波作用也实现了与空气的完全掺混。同时,冷壁温条件下进气道内仅出现少量近壁燃烧,CO_2产物的质量百分比仅在10~(-7)量级,进气道出口的总压恢复系数相较无化学反应时下降2.5%,但仍维持在0.5左右。还对比了五喷嘴、三喷嘴、五喷嘴后移和90°单喷嘴结构下进气道流场以及掺混效率的区别,结果表明,五喷嘴结构的进气道燃料喷注可以实现4倍喷注压力下的激波封口和快速完全掺混,而三喷嘴、后移五喷嘴和单喷嘴结构分别需要5倍、5倍、6.6倍来流静压实现进气道马赫6的激波贴口。     

密切弯曲激波乘波体技术的应用及有效性分析

将密切技术设计乘波体的应用推广至弯曲激波外锥流场中。针对不同激波形状(ICC)约束条件,在凸、凹激波曲外锥流场中,生成了四种构型的密切弯曲激波乘波体,采用数值模拟及理论分析的手段开展了密切弯曲激波乘波体技术应用的可行性验证及有效性分析。研究结果表明:(1)基于密切凸、凹激波外锥流场的乘波体乘波压缩面、出口截面压力分布、激波形状(ICC曲线)均与设计吻合,最大偏差小于5%,说明密切凸、凹激波外锥流场的方法设计乘波体是可适用的;(2)利用宽高比为0.5的超椭圆方程作为ICC控制曲线生成的乘波体,流场压力的理论解与数值解偏差可控制在1.6%以内,而宽高比为2的超椭圆方程作为ICC控制曲线生成的乘波体,流场压力偏差可控制在4%以内。     

不同波系配置的鼓包压缩面引起的激波/边界层干扰特性

为了对不同波系配置的鼓包压缩面引起的锥形激波和来流边界层干扰的流场特性进行对比分析,分别以总偏转角相同的单锥、双锥和等熵锥等3种外锥流场为基准流场,在来流马赫数为2.0的条件下,采用流线追踪法设计了3种鼓包压缩面。在此基础上,采用数值仿真的方法对这3种鼓包压缩面在不同马赫数下的三维激波/边界层干扰流场进行了对比分析,结果表明:相比于单锥鼓包,双锥和等熵鼓包流场中的涡量集中区明显减小,且涡核处的涡量值也有所降低;对于双锥和等熵鼓包,由于受到后续波系的干扰,其表面流动的拓扑结构不再呈现出锥形相似性;双锥与等熵鼓包具有和单锥鼓包相同的边界层排移能力,且这一能力不随来流马赫数的变化而变化。此外,采用多波系配置能提高鼓包外压缩系统的总压恢复系数,波系数目越多,提升的程度就越大,且这一优势在高马赫数下更加明显。      

基于激波管的等离子体辅助甲烷点火

在激波管实验系统的基础上,设计了等离子体放电单元,开展了等离子体对甲烷点火延迟时间影响的研究。测量了等离子体放电时的伏安特性曲线。测量了甲烷自点火延迟时间、持续放电条件下的点火延迟时间以及放电后断电下的点火延迟时间。对甲烷点火过程中的化学反应路径进行了分析。结果表明:等离子体放电电压与电流并不呈现相同的变化趋势,放电过程中气体电阻不断发生变化。很少的放电能量(小于4J)即可有效减少甲烷的点火延迟时间,在关闭电源后,放电产生的粒子依然可以在一定程度降低甲烷点火延迟时间。在低温或高温点火条件下等离子体对甲烷点火延迟时间的影响机理基本相同。点火温度较低(小于1000K),或者较高(大于1600K)时,持续放电对甲烷点火延迟的缩短效果更加明显,可以将甲烷的点火延迟时间缩短1个数量级或1个数量级以上。等离子体对甲烷点火延迟的作用效果是点火温度与等离子体质量摩尔浓度耦合影响的结果。      

掠叶片进口流场中周向不均匀性的影响

为模化并分析迎角改变时掠叶栅流场中周向不均匀性的影响,将1种应力输运模型整合到通流模型中,并应用于某掠叶栅的计算。通过给定掠叶栅不同来流迎角开展3D数值模拟和通流计算,结果表明:主要由无黏叶片力所诱发的周向不均匀性会重新组织叶片通道的进口流场,改变进口气流角,从而引发掠叶栅进口径向平衡的重新分布,随着迎角的提高,这种周向不均匀性将加强,其对进口流动的影响也会进一步增大。加入该应力输运模型后,通流模型能够很好地预测周向脉动源项,在前缘前其计算值与3D计算结果的偏差在20%以内,对叶片通道进口气流角改变量的预测精度提高了25%以上,对进口流动径向平衡的描述精度提高了60%以上。     

边界层抽吸和脉动反压作用下隔离段内流动特性研究

为了解上游边界层抽吸控制和下游周期脉动反压作用下隔离段内流动特性,采用非定常数值模拟和理论分析相结合的方法,对来流Ma=2情况下的隔离段内激波串动态演化特性、激波串形态结构变化以及激波串演化迟滞现象进行了研究。结果表明,在脉动反压和边界层抽吸作用下,激波串在上游抽吸狭缝与下游隔离段出口之间周期振荡,振荡频率与脉动反压一致。在振荡过程中,首道激波串形态在规则反射与马赫反射以及马赫反射与弧形激波(包含正激波)之间相互转换。边界层抽吸将激波串固定在抽吸狭缝位置,有效提高了隔离段抗反压性能,脉动频率越大,可承受的瞬态反压峰值越大。在一个振荡周期内,激波串向上移动速度较向下移动更快,且在上下移动过程中形态变化存在迟滞现象。     

提高超声速压气机级喘振裕度方法研究

在超声速压气机气动设计时,为实现设计点高性能和宽喘振裕度,提出采用优化方法以设计点性能为目标进行叶片设计,通过转/静子叶片几何手动修改提高压气机喘振裕度。以NASA Rotor 37为原型,应用此方法进行更高性能超声速压气机转子气动设计,并匹配静子,构成压气机级。结果表明:超声速压气机转子通道激波推出和静子大攻角分离是失速发生的主要原因,因此分别进行转子叶片前掠设计、改变叶尖稠度,以控制激波位置,单转子喘振裕度可从约7%提高到18%以上;静子上采用前掠、切向弯、修改叶片数及几何进口角等措施,最终将此压气机级的喘振裕度由约18%提高到30%以上。     

基于OpenFOAM的三维H2/Air连续旋转爆轰流场数值模拟

为进一步研究旋转爆轰流场特征,基于开源计算流体动力学软件OpenFOAM,采用9组分19步的基元化学反应模型,对H2/Air连续旋转爆轰流场进行了三维数值模拟,得到了旋转爆轰波稳定传播时燃烧室内部流场的详细结构,研究了燃烧室头部激波的传播特性,分析了旋转爆轰燃烧室的压力增益性能。结果表明:旋转爆轰波后的第一道反射激波在由燃烧室外壁面向内壁面传播过程中反射激波的高度增加并在靠近内壁面附近与滑移线交汇形成局部高温高压区域;旋转爆轰波在外壁面位置处相位约落后于内壁面0.003rad～0.15rad,其相位差随燃烧室曲率差的增加而增大;燃烧室头部反射激波数目受到曲率差和进气总压的影响,燃烧室曲率差增大,反射激波数目减少,进气总压增大,反射激波数目增多;燃烧室压力增益保持在0.3以上,在进气总压一定的条件下,压力增益随着燃烧室曲率差的增大有增加的趋势。研究结果揭示了三维旋转爆轰流场的精细结构和燃烧室头部激波的传播规律。