涡轮喷气CO_2气动激光器概念研究

通过分析航空发动机和燃烧驱动CO2气动激光器的相似性,探讨了将航空发动机改装成CO2气动激光器的可行性.提出了涡轮喷气CO2气动激光器的概念和基本框架,分析了其中涉及的各项关键技术和初步解决方案.针对典型航空发动机的工作状态,设计了阵列喷管型面,并对小信号增益和喷管内流场分布进行了数值计算.结果表明,利用航空发动机燃气可以获得较高的小信号增益,涡轮喷气CO2气动激光器存在其合理性和可行性.     

连续式跨超声速风洞热交换器设计技术初步研究

以0.6m连续式跨超声速风洞为应用背景,通过工程计算得出椭圆翅片管式热交换器的初步结构,并利用数值模拟手段详细研究了结构参数、管束材料以及流动条件对热交换器性能的影响。结果显示:换热管束的排列方式和尺寸对热交换器性能影响很大;选用高导热率的材料制作翅片,会在基本不改变压损性能的情况下大幅提高热交换器的换热系数。建立了一组方便简洁的理论公式计算热交换器出口气流温度分布,且理论计算和数值模拟结果符合良好。发现通过合理布置冷却水的流动路线,可以使热交换器出口气流具有较好的温度均匀性。     

水下高速射流气泡变化过程数值研究

为研究水下高速射流气泡变化规律,采用VOF(Volume of Fluids)模型分别对水下等温高速气体射流和热高速气体射流动态流场进行了气水耦合数值求解。其中热射流考虑了汽化因素对气泡内气流场的影响,数值模拟了气泡的形成、发展、断裂及融合过程,揭示了气泡中压力和马赫数等参数的变化规律,得出了水下点火初期的流场特征。研究发现:在相同入口压力下,热射流产生气泡的空间尺度比等温射流产生的气泡空间尺度要小;气泡发展过程中会出现颈缩,也可能断裂,断裂与否取决于气泡颈缩处内外压差,气泡的颈缩与断裂是产生压力脉动的重要因素,并决定了压力峰的位置和大小,气泡断裂位置越靠近喷管出口,压力峰值越大,该压力峰值会影响火箭发动机尾流场特性。     

圆锥脉冲等离子体诱导流场特性分析

对等离子体诱导流场特性进行研究,有利于解决双稳态非对称分离涡带来的连续比例控制困难的问题。在封闭光学玻璃箱体内,应用介质阻挡放电等离子体对20°顶角圆锥附近静止大气进行了定常和脉冲循环控制,对等离子体诱导的圆锥截面绕流速度场进行了二维PIV测量,对定常控制和脉冲循环控制下最大绕流速度及最大轴向涡量进行了比较分析。实验结果表明：相对于定常控制模式,脉冲循环控制下沿垂直于圆锥截面对称面径线分布的时间平均切向速度和轴向涡量范围较广;在脉冲循环控制下,动量传递的主要表现在离散涡的形成而不是气流的加速。     

矩形转圆形高超声速内收缩进气道数值及试验研究

采用压力梯度先增大后减小压升规律轴对称基准流场,结合流线追踪及截面渐变技术设计了矩形转圆形内收缩进气道模型,并采用4°斜楔模拟飞行器前体,对前体、进气道一体化模型进行了数值模拟和风洞试验,初步得到了该进气道的流场结构及总体性能.设计点和接力点的数值模拟结果表明该进气道可在马赫数Ma=4～6状态下正常工作,且具有良好的总...     

旋转射流对含硼固体火箭冲压发动机二次燃烧的影响

为提高固体火箭冲压发动机二次燃烧效率,将旋转射流技术引入固体火箭冲压发动机设计,采用Re-alizable k-ε湍流模型、单步涡团耗散燃烧模型以及KING硼粒子点火和燃烧模型,利用Fluent软件开展了旋转进气和一次燃气旋转含硼固体火箭冲压发动机补燃室三维反应流场流数值分析。研究结果表明,当空气射流切向进入补燃室时,气流产生的旋转均使燃料与空气的混合更充分,燃烧效率更高。当气流切入角度增大时,补燃效率先升后降,对于具体发动机结构,存在一个使燃烧效率最大的切入角,针对研究的模型发动机结构,此值在20°附近;当一次燃气旋流数的增加,二次燃烧效率呈逐渐增高的趋势。     

N2O微推力器结构改进的仿真与试验分析

主要考虑影响比冲的温度因素,在原有N₂O微推力器结构上提出了改进方案,对改进前后N₂O微推力器推力室进行了三维流动传热耦合仿真,并采用改进后N₂O微推力器开展催化分解试验研究.对比分析后发现减少推力室向外的热量传递能维持较高的分解气体温度,从而利于提升N₂O微推力器比冲,并得到了影响微推力器比冲的结构参数,研究工作为N₂O微推力器的优化设计提供了有益参考.      

冷却剂/氧化剂组合式SteamJet发动机特性

为了系统深入地研究冷却剂/氧化剂组合式射流预冷却涡轮发动机(SteamJet)的发动机特性,建立了射流预冷却的热交换系统计算、物性修正计算、发动机部件特性修正计算和含氧化剂的燃烧室计算的数学模型,在此基础上,建立了基于双轴混排加力式涡扇发动机的SteamJet发动机性能计算模型,并编制了相应的计算程序。初步设计了SteamJet发动机的最大加力状态控制规律,计算分析了SteamJet发动机在不同冷却剂/氧化剂配比下沿飞行轨道的特性,并据此提出了影响冷却剂/氧化剂配比选择的主要因素;对冷却剂/氧化剂组合式SteamJet发动机进行了高度速度特性的计算和分析。结果表明,与喷水预冷却的SteamJet发动机相比,冷却剂/氧化剂组合式SteamJet发动机具有更好的燃烧稳定性和推力特性,能够满足高超声速飞行的需求。     

环管燃烧室热态流场的数值计算及性能分析

借助流体计算软件对某环管燃烧室内的热态流场进行了数值分析。气流的湍流流动采用Realizab lek-ε湍流模型进行模拟,用拉格朗日法跟踪油滴的轨迹,非预混PDF燃烧模型模拟气液两相的燃烧过程,辐射传热通过离散坐标模型来考虑。分析了气流流动规律、燃油液滴的运动轨迹、温度场的分布,获得了总压恢复系数、燃烧效率、燃烧室出口的径向温度分布系数等性能参数。计算结果可为环管燃烧室的优化设计提供参考。     

脉冲爆震燃烧室管壁冲击冷却效果的数值研究

根据实验测量的脉冲爆震燃烧室壁温沿程分布,推算出符合脉冲爆震燃烧室特定频率下的准稳态热流阶梯分布;在此基础上,针对叉排阵列射流冲击冷却的脉冲爆震燃烧室壁面温度分布进行了数值计算.研究表明,由于冷却气流通道端壁效应的影响,靠近爆震燃烧室尾部的射流孔的冲击射流速度较大,热流最大的燃烧室尾部管壁的温度可以得到有效的降低,而燃烧室中部的射流由于受到前排射流形成的横流影响,对管壁的冲击冷却效果较弱,使得壁面温度的峰值向中部转移.在相同的环形冷却通道进口雷诺数下,阵列射流孔宜布置在脉冲爆震燃烧室中部,射流冲击间距比Z_n/d=1.5时,管壁的峰值温度最低而且整体的平均温度最小,较小的冲击孔直径对应的冲击冷却效果较好.