混合型扩压器流动特点分析

采用定常CFD手段,对比分析了某混合型扩压器及其常规造型扩压器的内部流动特点,着重研究了离心叶轮出口至扩压器喉部之间的流场分布,初步揭示了混合型扩压器以及与其相似的管式扩压器入口段的特殊三维造型的一些流动特点和流动机理。     

环形分配器式扩压器性能数值模拟

为降低航空发动机燃烧室扩压器的总压损失,提高其静压恢复系数和流动稳定性,设计了一种分配器式扩压器.采用计算流体动力学(CFD)方法.对矩形分配器式扩压器和环形分配器式扩压器进行了数值模拟,并将前者与试验结果进行对比,两者相互吻合,然后将此计算处理方法应用到环形分配器式扩压器中.研究结果表明:CFD软件能够准确地模拟矩形分配器式扩压器的内部流动,且准确度较高,数值模拟结果与试验结果偏差不大于±5％;环形分配器式扩压器具有优良的减速增压功能.在燃烧室进口Ma数高达0.36时,设计的环形分配器式扩压器的总压损失仅为2.89％,静压恢复系数为0.647;Ma数为0.42时,总压损失和静压恢复系数分别为4.12％和0.653,小于短突扩扩压器的总压损失.并且扩压器内均无流动分离.因此分配器式扩压器具有较大潜力,能够满足未来先进燃烧室的性能要求.     

跨声速扩压器设计及性能分析

对一种用于涡轮基组合发动机的扩压器进行了型面设计和性能分析.该扩压器进口与二维超声速进气道出口相连.设计过程中,将扩压器分为进口段、二维扩压段和出口等截面段,采用几何方法设计,并采用CFD数值模拟方法计算了扩压器流场,从设计和计算结果可以看出,扩压器出口总压和马赫数分布随着出口等截面段长度的增加而变得均匀,出口静压提高使得位于二维扩压段的正激波前移,在设计要求的反压范围内,正激波一直处于喉部之后,符合扩压器的设计要求.最后本文分析了采用"中襟翼"法控制流动分离并提高扩压器性能的方法.     

航空发动机加力燃烧室技术及新颖结构方案

传统发动机加力燃烧室都采用V型火焰稳定器组织燃烧,自加力出现到第三代发动机,该方案一直得到了广泛应用。随着新一代歼击机性能指标的提高,发动机加力燃烧室需要新的突破才能满足更高推重比的要求。本文介绍了第三代、第四代发动机加力燃烧室的结构方案,并根据新一代加力燃烧室一体化设计思想,介绍了新颖加力燃烧室的结构方案。     

飞行器持续气动加热的耦合性分析

分析了飞行器持续受热过程中的耦合性,指出了耦合性在分要持续气动加热问题中的必要性。针对存在的耦合性,本文提出了一种处理方法,并在此基础上给出了部分模拟计算结果。这些结果能够定性地反映出耦合性在气动加热问题上的影响。同时指出,任何瞬态算法和技术在评估飞行器持续受热和导热问题时必须十分慎重。     

尖前缘任意翼型的超音速和高超音速俯仰安定性导数

本文推广了文[1]的欧拉方程摄动法,讨论了尖前缘任意翼型俯仰安定性导数的计算方法,并应用该方法计算了双圆弧翼型的俯仰安定性导数,其数值结果与文[2]的超音速线化位流方程有限差分法的数值结果比较,更接近于实验值。在激波附体的条件下,本文的方法可用于计算大迎角尖前缘任意翼型的超音速和高超音速俯仰安定性导数。     

短突扩扩压器压力特性的数值研究

短突扩扩压器的性能好坏直接影响到短环燃烧室的总体性能 ,压力特性是扩压器性能最重要的衡量指标。为了进一步深入地研究 ,采用三维数值模拟的方法 ,探讨了短突扩扩压器前置扩压器进口马赫数、突扩角和突扩间隙等参数与压力损失间的变化关系 ,并与试验结果进行了比较。计算结果表明 :在本研究的参数范围内 ,总压损失随进口马赫数的增大而变大 ;存在有最佳的内外环突扩角的组合 (βi=40～ 45°,βo=40～ 5 0°)及相对突扩间隙 (δ=1 .48～ 1 .9) ,使得总压损失系数 σ*最小。数值模拟的结果与试验相比 ,其变化规律是相同的 ,最小总压损失系数所对应的各结构和流动参数的范围与试验也是一致的。     

液氧/煤油发动机试验扩压器热力耦合特性分析

针对液氧/煤油发动机试验台现有高模试验扩压器存在的局部焊缝开裂问题,基于燃气扩压器的热力耦合环境,采用雷诺平均方程和sst k-ε湍流模型,对扩压器内部的压力场、速度场和温度场进行分析,根据燃气冷却换热对扩压器内部温度梯度进行研究;用有限元法对扩压器冷却结构进行热应力分析,结合扩压器加工结构特点,确定局部焊缝开裂内外因根源;最后通过试验过程的扩压器应变测量,验证了该方法有效性,为解决扩压器焊缝开裂问题和现有扩压器改进设计提供了分析方法和理论指导.     

尾部喷流对飞行器阻力影响的数值模拟分析

底阻在弹类飞行器阻力中占比较大,准确预示底阻对于弹类飞行器飞行性能评估至关重要,而发动机尾部喷流对底阻影响明显。采用基于雷诺平均Navier-Stokes方程的流场仿真方法研究了飞行器底部发动机喷流和外流干扰流场特性,主要分析了喷流对飞行器阻力的影响。飞行器安装了两台推力可调的液体火箭发动机,发动机在不同飞行工况下采用不同推力工作。分别研究了亚音速、跨音速和超音速典型飞行工况下弹体底部无喷流状态、单喷管喷流状态和双喷管喷流状态时,飞行器阻力变化情况。结果表明:不同马赫数下,发动机喷流对底部阻力影响情况基本一致,与无喷流情况相比,当发动机工作时,无论单喷管喷流还是双喷管喷流状态,底部发动机喷流引射效应明显,弹体阻力系数明显增加。     

超声速燃烧冲压发动机进气道起动性能研究

采用等激波强度设计方法,并考虑变比热、激波与附面层干扰等因素的影响,对唇口平直和唇口带有斜楔的超燃冲压发动机二维混压式前体/进气道进行了初步设计,比较分析了几种方案进气道的设计点和非设计点性能,研究表明,在低飞行马赫数(Ma)下,唇口带有斜楔的前体/进气道起动性能和总压恢复优于唇口平直的,在高飞行Ma下,唇口平直的前体/进气道冲压比高、外罩阻力小,而唇口带有斜楔的前体/进气道总压恢复系数高,外罩阻力相对较大。针对超声速燃烧冲压发动机燃烧室和进气道间非定常干扰的问题,计算研究了飞行Ma=4,6下,燃烧室压力升高对进气道/隔离段流场和起动性能的影响,结果表明,在低飞行Ma条件下,燃烧引起的压力扰动容易往上游传播,甚至引起进气道不起动;随着飞行Ma的增大,隔离段的抗扰动能力是增强的;当进气道进入不起动后,进气道的捕获流量和总压恢复系数急剧下降,高飞行Ma时的捕获流量的下降幅度比低飞行Ma时大。