喉道对压气机超声叶栅流态及性能的影响

为更深入认识超声叶栅流动机理,以ARL-SL19、CM-1.2和SM-1.5叶栅为研究对象,采用数值模拟和理论分析相结合的方式开展喉道对超声叶栅激波结构和性能影响的研究。研究结果表明:超声叶栅存在两种稳定工作状态,起动状态和溢流状态;在来流马赫数较高时,叶栅只工作于起动状态;在来流马赫数较低时,叶栅只工作于溢流状态;存在一个马赫数区间,叶栅的工作状态由前一个状态决定;对于低马赫数C形超声叶栅,高压比下气动喉道起决定因素;对于高马赫数S形超声叶栅,真实喉道起决定因素;若为气动喉道导致溢流,溢流实现更大的裕度和更低的损失,进口马赫数和气流角会受压比影响;若为真实喉道引进的溢流,溢流会降低裕度并增加损失,叶栅保持唯一进气角流动,但进口气流角和马赫数与起动状态不同。     

跨声速风洞调节片式二喉道中心体构型初步研究

新一代先进飞行器的发展,对风洞试验数据的稳定性和精细化水平提出了更高的要求。而二喉道,作为马赫数精确控制系统,可降低试验流场马赫数波动量,提高试验数据稳定性。二喉道从结构构型上可分为调节片式、活动堵块式和栅指式。本文针对调节片加中心体式二喉道,研究不同中心体构型对二喉道性能的影响。首先,利用数值模拟手段定性研究不同中心体构型的二喉道的气动性能;其次,通过风洞试验,设计加工了4种构型的二喉道进行验证试验。数值模拟和试验验证表明:加长板中心体在总压损失和流场控制方面综合性能最好,并在新建的大型连续式风洞中采用了加长板中心体方案。     

Simulation on effect of throat contraction ratio and strake stagger angle on flow field and aerodynamic performance of scrampressor

The design methods of typical supersonic aircraft intakes and shock wave compression technology have been applied to ram-rotor, an attractive compression system. A ram-rotor is of a typical structure including the compression ramp, the throat and the subsonic diffuser; a scrampressor is similar to ram-rotor, the only difference is that scrampressor has no subsonic diffuser. The work was the continuation of the preparatory work. In order to further study the effect of throat contraction ratio and strake stagger angle on the flow field and performance of a scrampressor, the flow field of a scrampressor with a three-dimensional flow path was numerically simulated with different throat contraction ratios and strake stagger angles. Simulated results indicated that the optional aerodynamic performance of a scrampressor could be achieved with an adiabatic efficiency of 0.8413 a total pressure recovery coefficient of 0.8446, a total pressure ratio of 7.14 and a static pressure ratio of 5.17 for a throat contraction ratio of 0.6 and a strake stagger angle of 12°. It was therefore concluded that an appropriate decrease in throat contraction ratio and an increase in strake stagger angle could help the comprehensive improvement of a scrampressor in performance.      

零质量自耦合射流控制喷流矢量实验

以压电陶瓷振为激振源的自耦合射流激发器,在发射孔产生一系列平均质量流率为零的涡环,对垂直布置的主流产生复杂的相互作用,使主流实现矢量偏转。研究了自耦合射流激发器自身机理和自耦合射流使主流实现矢量偏转的实验,在实验条件下,自耦合射流使20m s流速的主流产生了最大17°的矢量偏转。     

1种新型增推喷管的数值研究

针对轴对称喷管,利用数值方法研究了其出口形成的气动喉道的控制射流参数对喷管推力系数的影响。计算结果表明:射流控制能在喷管出口处形成气动喉道,即所研究喷管成为新型的固-气双喉道喷管,减小了喷管的有效出口面积,使其膨胀更完全,从而能够有效增大过膨胀喷管的推力系数。同时,射流角度对喷管出口实际面积和流场有一定的影响,顺向射流能获得更好的增推效果。     

固体发动机喷管喉衬温度场测量与分析

为了剥离热化学烧蚀吸热的影响并获取固体火箭发动机喷管结构内部的温度场分布,以锻压钨为材料设计喷管,在喷管喉衬径向的一定位置埋置热电偶来测量喷管结构温度。实验结果表明：采用锻压钨制作喷管,该本实验条件下可以忽略热化学烧蚀对锻压钨喷管喉部换热的影响;实验测量结果符合传热规律,与导热计算结果基本吻合。实验结果真实可信,为喷管喉部对流换热模型的建立、完善提供数据支持和实验验证。     

一种矢量增强型双喉道射流推力矢量喷管的数值模拟

为克服双喉道射流矢量喷管矢量角偏小的缺点,提出了一种矢量增强型双喉道矢量喷管的设计概念:在喷管尾部增加一扩张段,利用流体的附壁效应使主流在扩张段中进一步偏转,从而获取更大的矢量角.首先对设计概念的可行性进行了仿真分析,而后对扩张段的设计规律进行了研究.结果表明,在喷管尾部附加扩张段可显著强化其推力矢量性能,使矢量角达到20°以上,但也导致了一定的推力损失.在研究范围内,扩张段扩张角、扩张段长度、扩张段型线等设计参数对喷管的矢量效率、推力系数以及内部流态均有着显著影响,而在扩张段开缝则可以作为一种抑制尾喷流过膨胀的有效措施.若将内凹型扩张段与开缝方案相结合,仅需消耗2.8%的次流便可获得24.12°的推力矢量角和0.929的推力系数.      

流体喉部推力调节特性实验

采用空气与水作为二次流工质,进行流体喉部的冷流实验,研究了固体火箭发动机流体喉部的推力调节特性.分析了不同二次流工质、注射方式,注射流量下的推力响应时间、扼流性能、推力偏角和推力效率.实验结果表明:注射液态二次流推力响应时间更短;扼流性能、推力偏角与二次流的注射位置及注射角度有关,且随流量比的增大而增大;相同的流量比下,气态二次流的推力性能要比液态二次流的效果更好,但提供相同的流量比,液态二次流需要压比更小,且流量比的调节范围更大.      

碳-酚醛材料的温度场及烧蚀研究

本文研究了碳-酚醛材料在固体火箭发动机喷管中的烧蚀机理及性能.阐述了烧蚀过程中化学反应、粒子侵蚀及剪切力作用三方面的影响,并进行了计算.计算与实验结果比较,得到了综合考虑化学、机械两方面因素的烧蚀计算经验式.     

凝聚相粒子在喷管喉部沉积规律的理论预示

以金属粉末为添加剂的固体燃料,在燃烧后金属氧化物以凝聚态的形式在喷管中流动。对于工作时间长、喷喉较小的固体火箭发动机,凝相粒子在喷管喉部的沉积严重地影响到发动机的内弹道性能,甚至引起发动机的爆破事故。因此,搞清沉积规律是十分必要的。 本文根据凝相粒子的运动规律以及关于沉积层的移动边界传热问题的分析,提供了一个关于沉积速度的理论预估方法。通过算例,证明理论预估与实验资料是十分吻合的。