二元非对称喷管可调方案试验研究

 针对某二元非对称喷管提出了两种可调方式(方案A和方案B),开展了不同落压比(NPR)的喷管风洞试验,获得了喷管壁面压力分布和流场纹影。根据风洞试验条件,进行了详细的三维数值模拟研究,并与试验结果进行对比,两者吻合良好,验证了本文所采用的数值模拟方法的可靠性。根据数值模拟与试验结果,得出了两种方案推力性能的差异。其中,方案B(喉道和出口面积均可调节)较方案A(仅喉道面积可调节)面积膨胀比更接近喷管理想膨胀比,因此方案B推力性能较好。在落压比为3.8时,方案B较方案A推力系数提高了8%。     

轴对称拉瓦尔喷管流场分析

采用一维管流理论分析了轴对称拉瓦尔喷管典型工作状态,结合理论分析对喷管流场进行CFD仿真计算。经研究表明：（1）结合理论分析的流场初始化、以及FMG和外推计算方法,CFD计算效率明显提高;（2）不同拉瓦尔喷管工作状态,需采取不同的壁面函数法来处理近壁区;（3）一维管流理论分析中,将管内强激波简化为正激波的常规做法,计算误差较大,不尽合理。     

不同几何调节位置上的单边膨胀喷管流固耦合计算

为了获得高超声速飞行器非设计点上较好的性能,包括单边膨胀喷管(SERN)在内的几何可调方案成为了目前研究的热点,针对单边膨胀喷管开展了流固耦合的研究,重点分析流固耦合中的动态载荷问题,不考虑结构传热及重力的影响,对不同几何调节位置上的SERN开展了计算分析.结果表明在不同位置上,SERN唇口板均出现了超声速颤振.通过进一步分析,获得结论如下:(1)唇口板振动特点主要由材料属性和结构决定;(2)唇口板在不同调节位置上,振动频率大致均为结构的一阶振动频率,喷管升力的振荡范围较喷管推力的振荡范围大;(3)随着唇口板角度的增加,唇口板振幅增大.     

壁面辐射平衡DSMC方法及其在双锥构型中应用

临近空间高超声速飞行器在高空长时间飞行,受气流加热影响,飞行器表面温度显著升高,依赖地面试验和传统DSMC仿真预测的热流值明显高于飞行观测值,导致飞行器防热系统的保守设计.本文发展了一种基于壁面辐射平衡的DSMC边界模型,通过热流值反算辐射平衡壁面温度,并以此温度作为下一个时间步DSMC计算的边界条件,迭代更新至给出壁面温度的收敛值.基于该温度边界条件,开发了适用于轴对称构型的DSMC求解器,并以钝锥构型对计算模型和求解器进行了验证.重点针对激波风洞试验条件下的双锥构型,开展数值模拟研究,结果表明:该构型恒温冷壁条件得到的壁面压力分布和热流与风洞试验结果吻合,两种温度条件下的压力峰值差异约为15.4％,但是整体气动力特性差异仅约为0.33％;相对于冷壁,辐射平衡计算得到的前缘处热流峰值降低约50％,再附点处的热流峰值降低约三分之二;两种条件相结合,可以给出壁面热流的预测范围.     

无水甲醇质量比对紧凑型预冷器的结霜和抑霜性能的影响

在主流来流的速度值、湿度值和温度值分别为10 m/s、6.4 g/kg和50℃的实验条件下，对微管式紧凑型预冷器的结霜和抑霜性能进行了实验研究。在抑霜实验工况中，采用无水甲醇作为抑霜的有机溶剂，且在抑霜实验过程中喷射了三个不同质量比（0.75、1.0和1.25）的无水甲醇对预冷器进行抑霜。对不同实验工况的结霜和抑霜性能、压力损失系数、预冷器管束的壁面温度和预冷器的换热率进行了详细地分析。实验结果表明，在进行结霜实验时，当低温冷却剂流经预冷器的微细管束内部时，在预冷器的外侧会快速地凝结霜层，且霜层随着实验时间的增长而逐渐累积。然而，一旦向主流来流中喷射了三个不同质量比的无水甲醇之后，会产生非常明显的抑霜效果，主流的压力损失系数显著下降且预冷器的换热率明显提高。此外，预冷器微细管束的壁面温度也显著的增大了，其壁面温度均高于水的冰点，这是喷射无水甲醇能够产生抑霜效果的直接原因。在向主流喷射三个不同质量比的无水甲醇的抑霜实验中，当喷射的无水甲醇的质量比为1.0时的抑霜效果最佳。此外，根据对抑霜实验结果进行分析，可以进一步地推测：实现最优抑霜性能的最佳无水甲醇质量比可能介于1.0～1.25之间。     

GH2／GO2涡流冷却推力室设计与数值计算

涡流冷却是一种新型液体火箭发动机推力室冷却技术。采用该技术可以简化推力室结构、降低成本,并可提高系统可靠性。对涡流冷却推力室进行了初步设计,并采用PDF非预混燃烧模型和DO辐射模型对所设计的推力室进行了数值仿真。根据计算结果：推力室内部形成了双向涡流;推力室圆筒段壁面温度低于760K;在考虑辐射条件下,推力室圆筒段壁面温度平均升高约140K,最高温度低于900K;涡流冷却技术是可行的,但目前存在燃烧效率相对较低的问题。     

直升机多路分流排气引射红外抑制系统气动特性计算

针对直升机用单级引射、三路分流排气红外抑制系统进行了内部流场的三维数值模拟,在给定的模拟条件下,得到如下结论:①该红外抑制系统引射能力较强,三个支路引射混合管的引射流量比存在较大差异,总压恢复系数相差甚微;②分流喷管各支路通道喷口主流出口速度和压力基本一致,对各支路引射混合管引射能力影响最大的因素是次流流道的通畅程度;③三个支路引射混合管内主流核心速度和混合管出口温度衰减程度与其引射次流流量大小相关.      

分隔板形式对多爆震管间相互作用的影响分析

为研究共用喷管多爆震管间爆震流场的相互作用,以氢气和氧气混合物为例,对采用不同形式分隔板的共用喷管多爆震管间的相互作用过程进行了数值模拟,并对其性能进行了比较与分析。计算结果表明,采用斜分隔板能有效地减小多爆震管间的相互影响,并且加长分隔板长度可以进一步减小多爆震管间的相互影响,同时还可以通过控制分隔板的长度来控制折射激波到达上爆震管封闭端的时间。     

高超声速低温喷管横向射流混合反应过程的非定常数值模拟

基于混合RANS/LES (Reynolds averaged Navier-Stokes/large eddy simulation)方法模拟了高超声速低温(HYLTE)喷管倾斜入射横向射流的非定常混合反应过程,研究了不同副喷管喷射角和副喷管间距对射流穿透、混合以及总压损失的影响.计算表明,射流穿透深度和混合程度随着副喷管喷射角的增大而增大,但是总压损失也随之增大;副喷管间距增大,燃料射流的穿透深度增大而且总压损失略有减小,但反转旋涡对(CVP)的集中会造成射流与来流的接触面积减小,侧面混合变差.因此优化副喷管喷射角和间距对于提高HYLTE喷管混合性能乃至激光器光学性能都十分重要.通过模拟HYLTE喷管和光腔耦合区域的12组分23方程的反应流场发现,在中心线附近有较强的小信号增益系数,混合RANS/LES相比RANS方法更能反映流场变量的细节变化.      

涡扇发动机引射喷管的红外辐射特性数值研究

红外隐身技术对提高未来战机战场生存力具有重要意义,发动机排气系统是飞机后半球的主要红外辐射源。为了研究涡扇发动机引射喷管的红外辐射特性,结合引射喷管的CFD计算,采用离散传递法计算红外辐射强度,研究了普通引射喷管以及带5°下倾角的引射喷管后半球3～5μm以及8～14μm波段的红外辐射强度空间分布规律,并与相似尺寸的涡扇/涡喷发动机收缩喷管进行比较。结果表明：在探测角度较大时,涡扇发动机引射喷管的红外辐射强度较收缩喷管小20%左右;引射喷管结构上的非对称性导致红外辐射强度角向分布也呈现非对称性特征;8～14μm波段与3～5μm波段的红外辐射空间分布规律基本相同,但辐射能量小40%左右。