空气节流对超燃冲压发动机燃烧室起动点火影响的数值研究

利用空气节流在流场中产生激波串,有效地辅助燃料实现起动点火.非定常Navier-Stokes方程数值模拟研究了空气节流对超燃冲压发动机燃烧室起动点火的影响,分析了起动点火时间段(0~1.0ms)内空气节流 对流场参数的影响.数值模拟结果表明:在燃烧室入口马赫数为2.0、静温为548.8K、静压为101555.9 Pa,乙烯燃料当量比为0.5,先锋氢辅助点火的条件下,距离发动机入口845mm处,节流流量为入口空气流量的30%,有效地实现了发动机的起动点火,无空气节流情况下的发动机点火效果不佳,火焰最终熄灭.      

SMA鼓包迟滞建模与控制策略

激波控制鼓包SCB是一种减小激波阻力的流动控制技术。为了解决固定挠度鼓包工作范围较窄的问题,提出了一种具有双向记忆效应的形状记忆合金SMA鼓包,通过控制SMA鼓包的温度来改变其挠度。SMA鼓包最大可回复位移为6.1 mm,为鼓包变形区域的2.65%。针对迟滞现象对鼓包挠度控制的影响,基于（Krasnosel'skii-Pokrovskii,KP）模型对SMA鼓包的温度/挠度迟滞特性进行了建模研究。采用粒子群算法来辨识模型参数,辨识得到的迟滞模型最大误差为0.107 mm。设计了2种基于KP模型的PID控制方案,一种为无迟滞补偿的单目标PID控制,一种为迟滞逆模型前馈补偿的双目标PID控制。仿真与实验结果表明,迟滞逆模型前馈补偿的双目标PID控制时域性能优于无迟滞补偿的单目标PID控制。     

超声速细长梯形翼背风面流型

给出了前缘后掠角65°，双弧形剖面的细长梯形翼背风面流动显示结果。实验马赫数为1．10、1．53、2．53、3．01和4．01，攻角范围5°～25°。借助于蒸汽屏、纹影和油流技术拍摄了脱体和表面流型照片。蒸汽屏显示表明：在机翼背风面三角形区域的脱体流型可在垂直于前缘的法向攻角和法向马赫数构成的坐标平面上，区分出七种不同的流型；在切尖区域，有侧缘分离涡形成，后缘拖出尾涡。从摄取的纹影照片与横截面上的蒸汽屏照片一起，可获得机翼弓形激波位置随马赫数变化，以及激波－诱导分离线位置随马赫数和攻角变化曲线。在机翼上表面通过油流显示出主再附线、二次分离线、二次再附线和侧缘涡区。显示出的流型与其它有关实验和数值计算结果比较，符合得很好。     

GXJ-100S高压校准激波管系统

本文简要介绍了新建成的 GXJ-100S 高压校准激波管系统,它由 GXJ-100高压校准激波管装置,气体供给与回收系统,电、气动控制与液压系统,测试与数据处理系统组成。其技术性能为:最大阶跃压力△P_s=109MPa,平台压力持续时间4～8ms,幅值不确定度小于±6%,不重复性小于±4%,平台稳定段压力不平度小于±2%,前沿上升时间小于0.05μS。文中还讨论了某些实际应用情况。     

进气道中激波-边界层干扰特性研究

针对高超进气道中激波/边界层干扰等现象,选取了24°压缩拐角及二维高超进气道DLR-GK01等算例,比较研究了混合网格并行数值模拟软件中SA、SST、TNT三种湍流模型对激波/边界层干扰等现象的模拟能力,主要考察了不同湍流模型对流场结构、壁面压强以及壁面摩阻的影响。结果表明:三种湍流模型在模拟大分离流场时存在不同的流动分离特性,TNT湍流模型较SST和SA湍流模型模拟的分离起始位置、分离区大小及边界层厚度与实验吻合度最好。     

管内正激波／湍流边界干扰的数值模拟

本文采用时均Ｎ－Ｓ方程和Ｂａｌｄｗｉｎ／Ｌｏｍａｘ代数湍流模型计算了典型拉伐尔喷管内正激波与湍流边界层干扰流场。     

超声速液体射流的气动特性

介绍了有关脉冲超声速水射流以及柴油射流气动特性的研究结果。水射流实验是在一台垂直设置的内径为8mm的火药枪设备上进行的。用出口直径为5mm的喷嘴,产生了速度为600m／s的水射流。用纹影仪观察了射流及激波形状,从而测量了激波与前体驻点之间的离开距离。柴油射流实验是在一台水平设置的高压氮气气枪设备上进行的。     

针栓喷注式MMH/NTO推力室燃烧及传热数值仿真

为了研究针栓喷注器不同压降、动量比和雾化细度对燃烧室流场结构和推力室性能的影响,采用Euler-Lagrange方法对针栓喷注式双组元MMH/NTO自燃推进剂液体火箭发动机进行了燃烧流动与耦合传热数值仿真。燃料液滴喷射的初始条件由VOF方法计算获得,流场计算采用Realizable k-ε湍流模型及11组分4步反应化学动力学模型,流固耦合区域对流换热为耦合换热边界。结果显示,采用VOF方法获得的液滴初始喷射角度与实验值相差1.8%~3.5%;仿真计算室压与热试车结果相差2.73%。仿真研究表明:针栓喷注器的压降对燃烧室流场特性的影响要比动量比的影响更显著;对于内路为燃料外路为氧化剂的针栓喷注器而言,改善燃料路的雾化效果所获得的推力室性能比改善氧化剂路的雾化效果所获得的性能更敏感。     

一种基于三阶WENO重构的无网格算法研究

提出了基于三阶WENO重构的无网格算法,以期替代传统的无网格线性逼近重构,提高无网格算法的求解精度。基于无网格点云卫星点分布特征,通过沿点云中心点与卫星点连线方向引入局部一维坐标系,并结合虚拟点的设置,构成了在点云中实施三阶WENO重构所要求的模板。算法涉及的卫星点连线中点处的左右状态值,则利用模板上各点的流场值,采用WENO重构方法计算给出。对于模板中设置的虚拟点上的流场值,本文则利用已有的无网格点云信息,基于最近节点流场值插值得到。文中给出了采用上述WENO重构方法,结合Roe的近似Riemann求解器确定通量,并采用三阶TVD Runge-Kutta方法进行时间推进求解Euler方程的具体实施过程。对模型问题的典型流动进行了计算分析,通过比较数值解和精确解,验证了算法获得的数值解能逼近三阶精度。给出的激波管流动和超声速半圆柱绕流算例展示出所发展的算法捕捉激波等间断问题具有更高分辨率,能体现出WENO重构"基本无振荡"的特性。文中最后给出了非定常激波过弯道绕双圆柱流场的数值模拟算例,展示了所发展的算法处理含非定常激波演化的复杂流动问题的效果。     

高超声速进气道流场的数值模拟

运用自主开发的数值模拟软件对高超声速进气道复杂内流场计算进行了数值模拟,以验证其对高超声速进气道流动模拟的适用程度。通过某二元高超进气道模型内流场,德国RWTH Aachen所公布的高超进气道模型内流场计算,对该软件描述高超声速进气道内波系反射相交、激波/边界层干扰、高反压下隔离段内激波串等复杂流动现象的能力进行了考核与分析。计算结果表明该软件能够描述高超声速进气道内复杂的流动现象,即使在进气道承受高的燃烧室反压时,仍具有较高精度。但该软件中的紊流模型不能较好地预报边界层分离,特别是对分离区的大小及其诱导激波的强度等的预测存在一定的误差,因此需要进一步的改进和完善。