尾缘修形的二元喷管内外流场数值研究

针对美国第四代战斗机F-22在二元收-扩喷管设计应用上的特点,利用时间推进的有限体积法对二元喷管尾缘修形前后非矢量状态下的内外流混合流场进行了数值模拟。结果表明:二元喷管出口尾缘修形使得喷管出口下游流场中出现了很强的流向涡,能够促进内外流的强化混合,对缩短高温核心区、加快尾喷流沿流向的温度衰减有明显效果,对抑制尾喷流的红外辐射有一定好处。      

抛物线喷管型面参数对流动分离影响的数值模拟

为了研究抛物线喷管型面的3个参数——初始膨胀圆弧半径、入口角和出口角的变化对喷管流动分离过程的影响规律,模拟了不同参数组合下的抛物线喷管流场参数,获得了喷管流动位置、分离模态随集气室压强增加的变化过程.结果表明:这3个参数能够影响发动机起动过程中喷管流场的发展过程.在一定范围内分离模态转换喷管压比（NPR）与初始膨胀圆弧半径呈正相关;通过合理设定入口角和出口角,可以推迟和缩短受限激波分离过程,为解决彭冠侧向载荷问题提供了可能的方向.      

导流叶片宽度对预旋系统性能影响的数值研究法

为研究导流叶片结构尺寸对盘腔预旋性能的影响,采用RNG k-ε模型对导流叶片无量纲宽度为0、0.1、0.2、0.4、0.6、0.8和1.0的预旋系统在不同旋转雷诺数工况下进行了数值研究.结果表明:导流叶片能够提高喷嘴压比和温降系数,旋转雷诺数越大,提高的幅度越大;旋转雷诺数较大时,喷嘴压比和温降系数随导流叶片无量纲宽度增大而增大,无量纲宽度超过0.6后,趋于平稳.当导流叶片无量纲宽度在0~0.2范围内,总压损失系数随导流叶片无量纲宽度的增大而增大;当导流叶片无量纲宽度大于0.2时,总压损失系数随导流叶片无量纲宽度的增大基本不发生变化.     

旁路式双喉道喷管气动矢量特性数值研究

旁路式双喉道喷管(BDTN)通过设置旁路通道即可实现稳定的推力矢量,无需增加额外的高压气源和次流系统,研究其推力矢量特性对于提高飞行器的机动性和敏捷性具有重要意义。采用数值方法对BDTN在不同落压比下的内外流场及其在高温高压环境下的内流特性进行数值仿真。结果表明:BDTN的流场结构与普通双喉道喷管(DTN)相仿,但矢量效果更好,可在推力系数为0.966的同时获得24.6°的推力矢量角;落压比(NPR)大于4时,随着入口总压的增加,喷管推力矢量角和推力系数均逐渐减小;在入口总温为3 000K、落压比为100时,喷管的推力矢量角减小至12.75°,推力系数减小至0.882,即高温高压的内流环境对喷管矢量性能具有很大的消极影响。     

具有热障涂层的导向叶片耦合数值研究

利用气固耦合换热方法,对具有热障涂层（TBC）的、高度一体化的一级透平导向叶片的流动和换热特性进行了数值研究。结果表明:在接近真实透平高温高压运行的环境下,TBC对于叶栅通道的气动特性影响可以忽略不计;在冷气流量被减少的情况下,TBC在叶片前缘依然可以明显降低叶片金属表面温度和传热系数;但是,随着冷气流量的减少,TBC的作用在压力面尾缘急剧下降,在吸力面尾缘缓慢下降。对3个高度截面的平均金属温度定量比较得出:在同等冷却效率的条件下,厚度为0.15mm的TBC可以节约20%~30%的冷气流量。      

JF-16膨胀管流场分析及升级改造

膨胀管（风洞）是少数几种具备超高速流动模拟能力的地面试验设备之一,针对中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室的爆轰驱动膨胀管JF-16,通过高焓流动数值模拟方法辅助诊断JF-16的流场特性可以发现,高温真实气体效应可以显著增加激波对气体的压缩能力并影响强激波结构,加速段内试验气流静温及化学成分较真实飞行条件有所偏离。为此对JF-16进行升级改造,通过在加速段末端加装锥形喷管,利用喷管的定常膨胀过程进一步调整试验气流的静温,进而提高试验气流品质,同时可以扩大试验区尺度。数值模拟结果表明8°锥角为最优选择,此时试验区尺度可扩大至140 mm。     

基于间断有限元方法的可压缩混合层中大尺度结构和压缩性效应的数值模拟研究

基于间断有限元方法(DGM),对二维和三维、对流马赫数Mc=0.4和0.8的空间发展的可压缩混合层进行了数值模拟,并对混合层中的大尺度结构及压缩性效应进行了研究.重点观察了大尺度结构随压缩性变化的全景图像,文中采用λ2方法定义三维流动中的大尺度结构,流场中能够观察到大尺度的涡结构森林.当前数值模拟表明混合层的湍动能和雷诺应力随对流马赫数的增加而降低,这对RANS和LES模型的建立具有一定的参考意义.本研究也表明,间断有限元方法能够成功地应用于可压缩湍流的数值模拟.     

某型弹用发动机火药吹转模拟试验

针对某型弹用发动机火药起动试验件起动试验要求,通过静态烟火试验数据确定火药起动模拟试验设备技术指标,在试验台上进行了高压冷吹和真实火药热吹起动试验,获取了两类试验下模拟转子的起动特性.试验结果表明:通过静态烟火试验和高压冷吹测得不同压力下空气流量、转速数据可以拟合出相关关系式,通过关系式能够预估燃气发生器所用火药量在热吹试验中转子可能最大转速,最后通过0.8kg真实火药热吹试验获取的最高转速与换算压力状态下的冷吹最高转速仅相差116r/min,进一步验证了试验和预估方法的有效性和准确性,可以减少或取消不同装药量火药在模拟转子上的吹转试验,减低在发动机上的试验安全风险,为在发动机上的应用奠定基础.      

可调混压进气道超额定工况黏性作用理解

进气道研制在各阶段均需要好用的设计方法,第一步是用无黏波系理论设计进气道的波系和流道参数。在实际的黏性条件下,超额定工况黏性流场结构非常复杂,基于无黏波系理论的设计方法在逻辑上难以封闭,理解黏性作用的机制和后果,有可能改善无黏方法在超额定工况的适用性,或者提出黏性修正的经验指导。针对设计点马赫数为2.5的可调混压式超声速进气道超额定工况内流道入口波系设计问题,用数值模拟方法,研究理解了超额定工况黏性流场结构生成机制,与无黏设计相比,初始黏性结构(边界层、滑移层)使无黏流道流通能力下降,产生的限流反压迫使上游激波系强化、分离区与激波干扰结构调整,当流动结构产生的溢流量足够大、入流流量与当地流动结构的流通能力相匹配时,即获得新的平衡流场。喉道高度补偿和消除滑移层吞入的尝试验证了上述理解。在反压或限流制造的临界工况,存在局限于内压缩段的"初始不稳定性"(或小喘)现象,可能与滑移层在核心流的摆动范围大有关。在马赫数为3的超额定条件下,喉道补偿系数超过35%可获得期望的波系结构,临界的"初始不稳定性"消失。增大第二级压缩角,使外压缩激波与唇口激波不相交于内流道所在高度范围,消除滑移层生成条件,在相同反压条件下消除了"初始不稳定性"现象,或者说提高了抗反压能力。     

喷嘴间距对贫油熄火特性和流场结构的影响

为深入认识喷嘴间距对燃气轮机燃烧室贫油熄火和气动性能的影响,基于典型的双旋流扩散燃烧喷嘴设计了喷嘴位置连续变化可调的双头部模型燃烧室。实验测量了不同初始当量比条件下喷嘴间的最大传焰距离,分析了火焰传播的动态过程;此外还研究了喷嘴间距对贫油熄火当量比、反应流场和方均根速度场的影响。实验结果表明:当量比每增加0.1,无量纲最大联焰间距增大0.2左右,并且喷嘴间的联焰过程大致可分为四个阶段;单喷嘴的贫油熄火当量比大于任意喷嘴间距下双喷嘴的贫油熄火当量比;随着喷嘴间距的减小,贫油熄火当量比先减小后增大;另外,喷嘴间距减小导致射流合并,气流径向速度抵消变小,中心射流速度峰值增大以及回流区尺寸缩小;随着喷嘴彼此靠近,喷嘴间的方均根速度变大,分布区域变广。