无喷管火箭发动机

本文综合现有的无喷管火箭发动机研究的成果,评述其优缺点.在此基础上,对无喷管发动机的工作特点和主要影响因素,如点火、燃烧、装药变形及两相流动等,进行了分析,以及讨论了无喷管发动机内弹道计算的有关问题.     

发动机故障诊断的主特征量模型

 本文提出了发动机状态监控气路分析的主特征量模型。主特征量摸型的基本原理为对于发动机部件匹配热力学关系式的小偏差方程组,利用最优化方法求出各种可能的故障组合的最优解,然后根据合理性判据选择合理的最优解。主特征量模型可以在可能的故障参数数目大于测量参数数目的情况下,对主要故障参数进行故障诊断。与目前广泛采用的影响系数矩阵法比较,主特征量模型可以用于测量参数数目较少的情况,并且可以给出较多的故障诊断信息,因此具有广泛的实用意义。文中给出了主特征量模型的三种数学模型,讨论了利用主特征量模型进行故障诊断的有关技术问题,并且通过计算机模拟方法对主特征量模型的适用性及可靠性进行了分析。研究结果表明,本文提出的主特征量模型是发动机状态监控与故障诊断的一种有效方法。     

近耦合鸭式布局鸭翼展向零质量射流控制技术实验研究

结合鸭式布局和机翼展向吹气的优点,采用鸭翼展向零质量射流间接涡控技术提高战斗机大迎角和过失速机动性能。其主要利用鸭翼涡与主翼涡之间的有利干扰,零质量射流直接增强鸭翼涡,同时间接增强主翼涡。本文利用低速风洞测力测压实验,研究展向零质量射流对近耦合鸭式布局增升影响规律。在不同雷诺数下,通过改变零质量射流的频率来揭示零质量射流与鸭式布局气动力之间的关系。本研究为新一代战斗机研制提供一定的技术储备。     

不同密度材料颗粒对两相湍流调制的实验

 在颗粒雷诺数较小范围内,针对不同密度材料颗粒对气相湍流的调制规律进行了实验研究。采用相多普勒颗粒分析仪(PDPA)测量了气粒两相圆湍射流中气相速度和湍流度的分布,比较了相同形状、相同粒径和体积分数近似相同时玻璃微珠和聚苯乙烯颗粒分别存在时的两相射流流动的气相速度和湍流度。实验发现:不同密度材料的颗粒对气相平均速度的调制作用差别不明显,但对气相湍流度的调制作用显著不同。在近场区域,密度大的玻璃微珠对气相湍流度的增强作用高于密度小的聚苯乙烯颗粒;在远场区域,气相湍流度被削弱,并且密度大的玻璃微珠的削弱作用强于密度小的聚苯乙烯颗粒。该研究为进一步提出合理的两相湍射流的控制方法提供了理论依据和指导。     

窄通道内冲击冷却局部换热特性的瞬态液晶测量

 为了深入了解涡轮叶片中冲击窄通道内的换热特性,采用热色液晶瞬态测量技术测量了冲击窄通道内全表面换热系数,获得了不同冲击雷诺数Re、相对冲击孔间距S/d以及有无气膜孔出流时通道内各表面的换热系数分布规律。结果表明：冲击通道内各个面的换热系数均随雷诺数的增加而增加,其中冲击靶面的平均换热系数最大,在雷诺数较大时,冲击面的平均换热系数要比冲击侧面的大;气膜孔出流和相对冲击孔间距增大均会使冲击侧面和冲击面的平均换热系数明显减小,而对冲击靶面平均换热系数的影响却较小;各个面上受气流直接冲击的区域换热系数最大,同时冲击孔和气膜孔附近区域的换热系数也很大。     

OA212翼型主动流动控制的数值模拟研究

采用数值模拟的方法,探讨了基于零质量射流的主动流动控制技术对OA212旋翼翼型动态失速的控制效果和控制特性.以积分形式雷诺平均Navier-Stokes(N-S)方程为控制方程,采用格心有限体积法进行求解.空间离散采用AUSM~+-up格式,时间推进采用含牛顿型LU-SGS子迭代的全隐式双时间法,且引入了预处理方法和多重网格方法加速收敛.通过在喷口上施加非定常边界条件来模拟射流对翼型绕流的影响.研究了不同类型射流、不同位置射流以及不同控制参数(频率、相位、偏角、动量系数等)对动态失速控制效果的影响.研究表明:零质量射流和传统的定常射流均可减小动态失速迟滞环的回线面积,但在提高最大升力方面零质量射流明显优于定常射流;在12%c和62%c处施加组合零质量射流的控制效果最为明显.     

基于零质量射流技术的旋翼翼型流场主动控制研究

旋翼翼型经常工作在大迎角来流条件下,流动分离普遍存在。通过在具有分离流动的翼型表面施加零质量射流控制,可以实现对流动分离的抑制,达到增升减阻、推迟失速的目的。本文通过对某旋翼翼型的流动控制的计算,采用数值模拟方法研究了零质量射流主动流动控制机理,并对影响零质量射流控制效果的射流喷角、动量系数和无量纲频率三个控制参数进行了分析比较,得出了一些有意义的结论。     

火箭级间分离喷流干扰数值模拟与风洞试验研究

针对典型风洞试验状态,采用有限体积法求解三维雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,数值模拟了给定级间距下火箭级间分离喷流干扰流动情况,获得了清晰的流场结构和有/无喷流干扰时两级气动特性变化规律,并对仅主机喷流和主机与四游机同时喷流的情况进行了计算,数值模拟研究结果为风洞试验方案的设计提供了参考依据。在典型状态数值模拟研究的基础上采用了冷喷流模拟技术对多个状态下火箭级间分离喷流干扰特性进行了风洞试验研究,获得了两级在有/无喷流、同轴变攻角情况下的气动力系数,研究结果表明,级间喷流干扰会对两级气动特性带来较大影响。相同状态下计算得到的两级气动特性变化与试验符合较好,表明了针对风洞试验状态的预先数值模拟对试验方案的设计验证可提供有益的参考。     

叶尖射流对风力机叶尖流场影响的数值研究

为了设计出更加适合非并网系统的风力机,采用在叶尖加入射流的方法来改变叶尖流场分布.在风力机叶片顶端沿弦长布置3个喷口,采用CFD数值模拟方法,通过改变风力机转速获得原型和带喷口的风力机模型的气动特性以及流场分布.发现在转速低于1 200r/min时,带有安装在不同位置的喷口的风力机功率增长率几乎都为零,射流在这一转速范围内对风力机的气动性能几乎没有影响.而转速高于1 200r/min时,随着转速的增大,喷口位于叶尖中部的风力机的功率增长率快速地增大,射流影响了75%以上叶高的表面的压力分布,在大转速下吸力面低压区范围较大,其叶尖涡涡量低于其他方案中,并且在下游扩散得比其他方案快,改善了风力机下游流场,提高了风力机效率.喷口布置在叶尖前缘时其叶尖涡的局部涡量较原型叶片稍大,降低了风力机功率的输出.喷口布置在叶尖尾缘时基本和原型叶片相同.该结论为设计适用于非并网系统的定桨距变转速风力机提供了基础.     

连续超声速射流对撞的试验研究

为研究2级脉冲爆震发动机中射流对撞的机理,开展了自由空间内连续超声速射流对撞的试验,通过分析流场阴影、动态压力和辐射噪声揭示连续超声速射流对撞的机理。结果表明:自由空间内连续超声速射流对撞后产生的激波出现3种运动模态:拉锯脉动模态、左右摇摆模态和弓型旋拧模态。激波的拉锯脉动模态导致的压力脉动幅值较大,具有周期性;左右摇摆模态和弓型旋拧模态导致的压力脉动幅值较小,具有随机性;射流对撞产生的啸叫频率低于声源的压力脉动频率。