斜出口合成射流激励器S进气道分离流动控制

设计加工了单膜双腔式斜出口合成射流激励器,应用PSI DTC Initium压力扫描系统对斜出口合成射流激励器在S进气道主动流动控制中的应用进行了研究。结果表明：斜出口合成射流激励器能够抑制S进气道分离流动,提高出口总压恢复系数σ和降低畸变指数DC90,只需通过改变激励器的工作电压和频率,就可实现对S进气道内部流场的控制。在共振频率下,当来流速度V=80m/s,采用斜出口合成射流控制可使出口截面平均总压恢复系数增加0.37%,此时所耗合成射流能量仅为主流的0.24%。     

辅助动力装置环形回流燃烧室数值研究

利用Fluent软件计算辅助动力装置(auxiliary power unit,简称APU)环形回流燃烧室三维两相喷雾燃烧流场,研究不同进口温度和油气比对两相喷雾燃烧流场的影响,采用标准 k-ε 模型模拟湍流黏性,离散相模型(DPM)追踪油珠运动轨迹,燃烧模型采用非预混平衡化学反应模型.计算结果表明:随着进口温度和油气比的增加,燃烧室出口温度相应增加,但温度分布规律基本保持不变;计算结果与试验测量结果比较吻合,说明采用的数学模型和计算方法可用于预估实际APU回流燃烧室三维两相喷雾燃烧流场.      

气氢/气氧同轴剪切单喷嘴燃烧室壁面热流计算与分析

以气氢/气氧为推进剂,采用数值模拟方法,研究了同轴剪切喷嘴设计参数——氢氧速度比和氧压降比对单喷嘴燃烧室内燃烧过程和壁面热载的影响,并将绝热壁面条件、等温壁面条件的计算结果与试验结果进行了对比分析,结果表明:氢氧速度比增大,燃烧性能提高,壁面热载增加;氧压降比增大,燃烧性能下降,壁面热载减小;相比采用壁面绝热燃气温度,采用热流预示燃烧室壁面热载与真实情况更为接近.      

涡轮级间燃烧室燃烧性能试验

开展了进口空气马赫数、驻涡区余气系数影响涡轮级间燃烧室燃烧性能的试验研究,获得了燃烧室性能参数的变化规律:随着进口马赫数的增大,总压损失从1.5%增加到7%,流阻系数变化不大,出口温度分布系数OTDF(overall temperature distribution factor)也相应变大;对于不同的进口马赫数,燃烧效率、OTDF随驻涡区余气系数的增大分别为降低和基本不变;燃烧效率大多在70%~85%之间;试验中得到的在燃烧室进口温度为473K时的最大贫油熄火余气系数为9.7.      

基于黏性涡模型的旋翼流场数值方法

 建立了一种适用于旋翼非定常流场特性分析的黏性涡数值方法。在该方法中:流场中的大尺度涡被离散为若干微小的涡元,通过求解涡量-速度形式的Navier-Stokes方程模拟涡元的输运等过程;黏性扩散效应采用高精度的粒子强度交换法进行计算,而桨叶附着涡以及新生涡环量采用了Weissinger-L升力面理论进行求解;为显著提高计算效率,在诱导速度及其梯度的计算中还引入了快速多极子算法(FMM)。应用上述方法,对悬停和前飞状态下的多个旋翼流场算例进行了计算,通过对比旋翼尾迹涡量特征和诱导速度分布等,验证了该方法的有效性。此外,还将本方法与旋翼计算流体力学(CFD)方法及传统的自由尾迹方法进行了比较,结果表明黏性涡方法在兼顾效率的同时,还能够更好地捕捉旋翼尾迹运动。     

开裂式方向舵在变前掠翼布局中的操纵性能研究

 针对变前掠翼(VFSW)无尾布局的横航向操纵,设计了开裂式方向舵(SR)操纵面,采用Navier-Stokes控制方程的有限体积离散方法以及剪切应力输运(SST)湍流模型,计算了变前掠翼中平直翼和典型的前掠翼布局开裂式方向舵的操纵性能,并对其操纵效率进行了比较,分析了其流场形态。计算结果表明:右侧开裂式方向舵打开后,平直翼时迎角对偏航力矩的影响较小,而舵偏量对偏航影响显著,利于偏航;前掠翼的偏航力矩随迎角的增加有所波动,但在小迎角时较为稳定,偏航作用随舵偏量增加而增强;右侧滑对滚转作用强于左侧滑,偏航作用低于左侧滑。经比较,平直翼的偏航作用明显强于前掠翼,平直翼和前掠翼的滚转和偏航作用均具有耦合性,但平直翼的耦合效应弱于前掠翼。     

复杂旋翼流场的耦合欧拉-拉格朗日数值方法

针对影响旋翼流场求解精度的关键因素“桨叶复杂近体流动”和“尾迹涡畸变”,结合计算流体力学(CFD)方法和黏性涡方法,发展了一套适合于复杂旋翼涡流场分析的耦合欧拉-拉格朗日数值方法:为捕捉桨尖三维效应、激波等细节流场特征,在桨叶近体区域采用CFD方法对其进行求解;针对高雷诺数旋翼流场中桨尖涡的紧凑结构特点,引入黏性涡方法建立了高分辨率的尾迹求解模型;两计算域间的信息交换采用了集中涡源法和边界修正法.应用所建立的计算方法,以旋翼CFD标准验证试验(Caradonna-Tung旋翼)为算例,对尾迹影响明显的悬停状态进行了数值模拟,通过对比耦合边界处流场特征及桨叶表面压力系数分布,验证了方法的有效性.此外,还从旋翼尾迹捕捉精度、涡量耗散特征及计算时间等方面对不同计算方法进行了对比分析,结果表明耦合方法可充分发挥CFD和黏性涡方法各自的优点,在旋翼流场数值模拟方面具有独特的优势.     

基于直扩流道构型的RBCC发动机亚燃模态高效燃烧组织研究

针对支板喷注煤油和一次火箭引导燃烧的RBCC发动机,在亚燃模态下的高效燃烧组织和性能开展了实验研究和数值分析.实验验证了在亚燃模态低来流总温条件下,使用小流量富燃一次火箭产生的高温射流作为引导火焰,可以实现支板喷注二次燃料的可靠点火和高效稳定燃烧.通过数值模拟获得了燃烧室的详细流场特征和燃烧组织细节,分析表明支板后方集中的燃料热释放可形成扩张燃烧室流道中的“热力壅塞”;通过热力喉道的控制,实现了在直扩流道内的高效燃烧.研究表明:发动机在亚燃模态下燃烧组织应尽可能地使热力喉道处于燃烧室较后位置,使燃料在燃烧室高压区内充分燃烧释热,从而提高其燃烧效率.论文还研究了燃料支板喷注位置的影响,进一步开展RBCC发动机亚燃模态性能的优化.     

大流量火箭蒸汽发生器试验研究

为满足大流量高能引射工质发生装置研制的需要,在地面试验台上,对自行研制的大流量液氧酒精火箭蒸汽发生器进行了试验研究.试验结果表明,蒸汽发生器起动建压时间约2.0秒,主级段各性能参数平稳,蒸汽流量约40kg/s,蒸汽压力约0.86MPa,蒸汽温度约254℃,水蒸汽体积浓度80％.喷注器面板的氧化膜能够有效地阻止高温燃气向喷注面内部的扩散,延长喷注面寿命.大流量火箭蒸汽发生器可作为大型主动引射高空模拟试验台的蒸汽源.     

槽道湍流的法向与展向电磁力壁面减阻

法向与展向电磁力可以有效调制湍流近壁流动及减少壁面摩擦阻力.为进一步揭示该方法的减阻机理,利用Fourier-Chebyshev谱方法,通过直接数值模拟(DNS),对槽道湍流的法向与展向电磁力控制和减阻问题进行了研究.结果表明,对于确定的流向波长λx+,存在最佳的电磁力强度St,使阻力降最大,最佳St与λx+成反比.法向与展向电磁力对湍流的控制过程实质上是一种由电磁力诱导的调制波对壁湍流的调制过程.在优化参数控制下,当法向与展向电磁力诱导的流场被用来调制固有的近壁湍流流场时,固有流场和诱导流场同时受到调制.在这种调制波作用下,调制流场逐渐主宰壁面边界层,这导致了壁面阻力的下降,平均减阻率最高可达8％.