离心压缩机两区域模型改进与验证

离心压缩机一维预设计中,准确的性能预测可以有效地缩短设计周期,提高设计效率。为了提高性能预测的准确性,在传统两区域模型的基础上,引入外界能量输入与叶轮旋转效应,提出一种叶轮扩压度计算模型,并结合无叶扩压器的特点,将两区域模型应用于无叶扩压器性能预测中。通过与文献中已有的实验结果进行对比,验证了改进模型的可用性。对比结果表明:改进的两区域模型有效减少对工程经验的依赖性,可以实现不同压比、不同后弯角离心压缩机性能预测,总体预测精度较高,与实验数据偏差在4%以内。      

超音速运输机的技术发展前景

概要介绍了第一代超音速运输机的发展情况，阐述了新一代超音速运输机的有关技术，包括主要设计参数、气动布局设计、结构设计与材料、动力装置及经济性等方面，展望了未来超音速运输机的发展前景。     

超声速补燃的三维数值模拟和实验研究

利用贫氧固体推进剂燃烧产生的高温燃气与侧喷空气混合进行了超声速补燃实验。运用有限体积法求解三维N-S方程和组分连续方程组，对实验所涉及的化学反应流场进行了数值模拟。通过考察两种掺混器的穿透深度、流向涡强度等参数，比较了二者的混合及燃烧增强效果，分析了原因。结果表明在所研究的工况下，桶型掺混器性能更优。     

超音速火焰喷涂涂层评析

超音速火焰喷涂由于具有焰流速度快、焰流长、直径收缩小、粉末动能和能量密度大等特点,使其涂层呈现致密、氧化物含量和未熔颗粒少、孔隙率低、结合强度高、加工性能好、不易剥落等特性。本文叙述了等离子喷涂、火焰喷涂和超音速火焰喷涂3种喷涂试验,并对获得的涂层进行了对比、分析、评价,说明了超音速火焰喷涂的优越性。     

带放气槽的定几何二元倒置“X”型混压式超音速进气道实验研究(英文)

针对一种带放气槽的定几何二元倒置"X"型混压式超音速进气道进行了风洞吹风实验。结果表明:随着来流马赫数的增加,进气道总压恢复系数不断减小,流量系数却先增加,在设计点达到最大值后减小;当攻角变化时,两侧进气道变化各异,在小攻角α≤60时,随着攻角的增加,迎背风两侧进气道的总压恢复系数均有所下降,但背风侧进气道总压恢复系数高于迎风侧进气道,在流量系数方面,背风侧进气道先增加后减小,而迎风侧进气道一直保持缓慢下降,但两侧总的流量保持变化不大,在大攻角(α=60-90)状态下,背风侧进气道总压恢复系数和流量系数均下降剧烈,而迎风侧进气道总压恢复系数下降但流量系数却有所上升;同时,通过与不带放气槽进气道的速度特性以及反压特性对比发现,放气槽的存在不但增加了进气道的稳定工作范围,而且对进气道在高马赫数下性能的提高也大有裨益。本文为倒置"X"型进气道的设计、改进提供了实验依据。     

S弯扩压器中四种湍流模型的比较

采用Realizableκ-ε,S-A(Spalart-Allmaras),SST(Shear stress transport剪切应力输运),RSM(Reynolds stress equation model雷诺应力模型)四种湍流模型对S弯扩压器内的分离流动进行了模拟,分析了不同湍流模型对计算结果的影响.将不同轴向位置的表面压力系数、分离区的大小、马赫数等三个量的实验值与计算值进行了比较,结果表明:分离区湍流模型对表面压力分布影响较大,未分离区不同湍流模型模拟精度相当;S-A模型对分离区的模拟较保守,RSM模型对分离的模拟精度较高,SST与RSM模拟结果很接近;各湍流模型计算的高速区域均比实验值大.扩压器的平均总压恢复系数受湍流模型影响不大,和实验结果吻合较好.      

超声速来流稳焰凹腔上游气体燃料横向喷注的流动混合特征

对Ma=1.7的空气超声速来流稳焰凹腔上游气体燃料横向喷注的流动混合特征进行了实验和数值模拟研究。在喷注的模拟燃料氦气中添加丙酮,采用平面激光诱导荧光技术(PLIF)观测了设置开式凹腔时燃料在展向和流向的空间分布。针对下游布置不同凹腔时燃料分布相似的实验结果,选取L/D=7的凹腔对其燃料混合流场进行了大涡模拟。实验和仿真结果表明:实验来流条件下喷注燃料大部分直接由喷流引起的上升反转旋涡对带走,只有小部分燃料经由喷流与凹腔流动涡结构的相互作用进入凹腔剪切层,并随剪切层运动对流进入凹腔内部。     

超音速客机音爆问题初步研究

在超音速客机设计中,音爆已成为决定和衡量方案成败的关键技术指标之一,也是超音速客机设计必须解决的关键技术问题。利用简化音爆预测(SSBP)方法对超音速客机的音爆问题进行了初步研究,实现了音爆特征的定量化计算分析,开发了基于Matlab GUI的音爆特征分析计算软件,通过算例验证了所采用方法的正确性。最后,利用所开发的音爆分析计算软件对一种新概念超音速静音客机的音爆水平进行了预测。     

超音速气流中横向喷射氢气流场数值模拟

本文通过应用Mac Cormack显式时间分裂法和Baldwin-Lomax修正的代数湍流模型求解二维可压缩的N-S方程和混气组分方程,对超音速气流中横向喷入氢气后的流场进行了数值模拟。计算结果示出了流场中速度矢量分布,静压、静温和氢气质量分数的等值线分布,反映出了喷嘴附近流场回流区的大小及可能的点火位置,从而为超燃冲压发动机的设计工作提供理论指导。     

二元进气道非均匀超音来流试验研究

介绍一种二元进气道模型在非均匀超音来流中的初步研究结果。试验在DLR小型超音风洞上进行。为造成非均匀来流条件,试验中将部分或全部试验段顶壁附面层引入进气道模型。结果表明,进气斜板产生的头激波与来流附面层相互作用的性状在不同的附面层隔道下变化极大。随隔道高度增加,激波附面层相互作用距离L起初亦增加,当全部附面层被排移后,L大幅度下降。与均匀来流试验结果相比较,当来流顶壁附面层全部被进气道吞入时,该进气道总压恢复σ及质量流率m分别降低18％及15％(M_∞=2.19),同时出口面总压畸变大幅度增加。文章分析了原因及对进气道性能影响的强度。