级间热分离条件下带有延伸喷管的固体火箭发动机尾部流场分析

通过数值方法求解二维轴对称N-S方程,对级间热分离条件下带有延伸喷管的固体火箭发动机尾部流场进行了数值分析。分析表明,展开前,受限尾流使延伸锥、发动机后封头及基础喷管外壁处于严重的热环境中;展开过程中,尾流作用在延伸锥上的气动力变化剧烈。计算结果对发动机的热防护设计及展开机构的驱动力设计提供了依据。     

超音速环形蒸汽引射器启动特性试验研究

为考察超音速环形蒸汽引射器启动特性,在地面试验台上,对采用不同蒸汽喷嘴的超音速环形蒸汽引射器模型启动关机过程中参数动态变化趋势进行了试验研究。试验结果表明:随着蒸汽喷嘴扩张角(0～20°)的增加,真空舱内极限真空压力增加,环引最小启动压力变化不明显,且关机段最小失稳压力低于启动段最小启动压力。     

C/C复合材料表面烧蚀细观形貌损伤分析

基于C/C复合材料烧蚀表面细观形貌和细观结构上的流场分布规律研究,着重分析了微裂纹尺寸对C/C复合材料中Z向纤维和基体界面上因变温引起的开裂损伤的影响,给出了微裂纹随温度变化的扩展规律及微裂纹特征尺寸随温度变化的表达式;提出了在高温下因变温而造成的损伤模型,为C/C复合材料结构烧蚀计算提供了一种基础性理论。研究结果表明,高温下变温会引起C/C复合材料力学性能的劣化。     

吸气-振荡射流激励器振荡特性

高效的振荡射流系统需要振荡特性优良的激励器,这要求减少激励器内流损失以提高出流流速、减少射流在0°偏角处的停滞时间以利于在流场中产生非定常旋涡、增大射流偏角以增大控制范围、有效调节振荡频率以接近最优控制频率。现以能大幅减少引入高压气源气体流量的吸气-振荡射流激励器为研究对象,通过数值模拟研究了不同几何外形激励器的起振、出流和频率特性。结果表明：只有当扣除射流宽度后的喉道高度大于反馈通道宽度的1.2倍,且反馈段长度足够、扩张角大小合适时,射流才会稳定振荡,并能与扩张段壁面相切;截短扩张段可使出口处射流中心速度提高67.3%;减小扩张段内分离涡的长宽比最大可使射流扫掠角达到±110°;改变反馈通道的宽度和长度会通过改变通道内通流面积和沿程损失以改变流量,从而影响频率。     

航天飞机简化模型流场测量

叙述航天飞机简化模型流场测量与观察,进行了旋涡场测量,机身压力分布测量和组合体的油流观察。试验Ｍ数为０．４,０．６,０．８,１．５,攻角为０°,６°,８°,１０°,１２°,１５°,１７°和２０°。分析三种方法所得结果,符合得很好     

面向新世纪的粒子图像测速

一种综述粒子图像测速(Particle Image Velocimetry)的非接触、瞬时、动态、全流场的和本质上是直接的速度场测量技术,成为当今最实用和非常有潜力的流体力学全流场观测(Full Flow Field Observation & Measurement)技术.回顾和展望PIV(包括DPIV,SPIV,HPIV等)及其应用的进展和前景.面临新世纪,PIV技术有望最终攻克一个容积的三维速度场时间历程(3Dt-3C)的观测和推动流体力学进入十分活跃的新时期.     

基于气体放电的高超声速激波结构显示技术

基于气体放电辐射强度与气体密度的相关性,在高超声速脉冲风洞FD-20中搭建了气体放电流场显示系统,并分别以平板模型、平板-方块模型和简化进气道模型为试验模型,在来流马赫数Ma=12.16、来流静压p≈106Pa的流场条件下开展气体放电流场显示技术研究。在平板实验中,气体放电方法较准确地观测到了电极之间的平板前缘激波结构,与纹影技术测得激波角相差仅为0.21°。在平板-方块实验中,气体放电方法观测到了2个截面（对称面和远离对称面截面）的激波结构,对称面波系结构与纹影和数值计算所得结果基本一致,远离对称面截面的波系结构与数值计算结果基本一致。在简化进气道实验中,气体放电方法观测到了内流道激波交叉形成的菱形结构,且尺寸与数值计算结果相差较小,约为7.9%。这些实验结果表明,在高超声速脉冲风洞中,采用气体放电方法可以获得清晰准确的激波结构,不仅可进行分截面激波结构观测,还可对被模型遮挡的内部区域激波结构进行显示,而且特别适合用于局部复杂流动波系结构的观测。     

旋翼悬停状态桨尖涡测量方法研究

为了研究旋翼桨尖涡涡核结构,采用粒子图像测速（PIV）技术对4m直径桨尖开孔旋翼在悬停状态的桨尖涡流场进行了详细测量,获得了旋翼145°方位角处桨尖涡附近流场的速度分布,以及桨尖涡的涡核半径、旋转速度和涡量分布等试验数据,并研究了PIV分析中选取不同审查窗尺寸对桨尖涡结构测量结果的影响。为了避免桨尖涡位置不稳定的影响,提出了基于桨尖涡流场速度特征的条件平均法,并与简单平均法和基于涡量峰值的条件平均法进行了对比,验证了对桨尖涡流场进行条件平均的必要性,以及所提出的条件平均法的有效性。     

反推状态下大涵道比涡扇发动机气动稳定性预测与评估

为了预测与评估反推状态下,反推气流再吸入对大涵道比涡扇发动机气动稳定性的影响,采用反推气流扰流流场三维CFD数值模拟、发动机整机稳定性计算分析以及反推状态下发动机进气畸变台架试验相结合的方法,开展了反推气流对大涵道比涡扇发动机气动稳定性影响的研究。通过三维CFD数值模拟手段,捕获了反推状态下发动机进口流场的畸变程度。在此基础上,通过采用稳定性计算程序预测了发动机的气动稳定性,并进一步通过发动机台架试验,验证了预测结果。CFD计算结果表明,随着相对来流马赫数的减小,反推气流被发动机重新吸入的可能性不断增大,当相对来流马赫数减小到0.05时,外侧发动机进口的流场畸变情况变得最为严重。进气畸变情况下的整机稳定性计算分析以及发动机台架试验结果表明,在所考核的目标状态,若只存在因反推气流再吸入引起的进口流场畸变,是不会导致发动机失稳的。     

航空涡轮发动机燃烧室内流场的PIV测量

设计了一种基于旋风分离原理的高压粒子发生器,并成功应用于高压状态下的航空涡轮发动机燃烧室内流场的PIV（粒子图像测速法）测量.在氢氧燃烧加热来流温度为813K、燃烧室压力为2.78MPa条件下,应用PIV技术开展了航空涡轮发动机单头部燃烧室复杂内流场测量研究,实现了高温高压条件下强旋流、强扰流、宽速域流场的PIV测量,获得了接近燃烧室工作压力工况下的流场速度和流场精细结构.结果表明:该型燃烧室内流场存在多处旋涡结构,形成回流区;流场旋流作用强,横截面流场存在顺时针大涡;主燃孔射流和掺混孔射流作用明显,射流穿透深度较大,对流场结构影响显著;高温高压状态下,流场结构与常温中压状态类似.