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NPLS技术及其在高速飞行器气动研究中的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
近年来,与高速飞行器相关的超声速/高超声速流动受到了极大关注。这类流动所具有的非定常性、强梯度和可压缩性对试验研究提出了挑战。纳米示踪的平面激光散射技术(NPLS)是2005年由作者所在的研究团队研发的非接触光学测试技术。它能够获得超声速三维流场的某个剖面的瞬态流动结构,并且具有较高的时空分辨率。目前,许多研究结果表明NPLS是研究超声速湍流的一项非常有效的技术。近年来,作者应用 NPLS 技术在超声速湍流研究中取得了较大的进展,并且基于NPLS开发了其它几种技术,比如基于 NPLS 的密度场测量技术(NPLS-DT),能够获得超声速流动的密度场信息并还能进一步得到雷诺应力分布。本文介绍了NPLS技术并回顾了其在超声速边界层、激波/边界层相互作用等流动中的应用。由于能够获得雷诺压力和湍动能等统计量, NPLS技术有望在发展可压缩湍流模型的研究中发挥作用。 相似文献
222.
航空燃气轮机超紧凑燃烧室所产生的超重力旋转流能极大强化传热传质和燃烧化学反应速率,而超重力旋转流特性对强化热质传递过程和燃烧稳定性有重要影响。以试验室 UCC 燃烧室的设计模型为研究对象,用 Realizable k -ε湍流模型模拟高速旋转湍流。改变周向布置的二次空气射流条件,采用数值仿真研究了超紧凑型燃烧室旋转流动的流速分布、超重力效应、湍流动能局部突变效应、轴向加速效应、和速度径向迁移效应等气动性能和雾化燃油颗粒行为。二次射流对UCC 凹腔内涡轮间通道内的气动性能影响较大,但不在同工况下有各自的相似性。二次射流对涡轮间径向速度影响不大。燃油液雾散布具有环带形的斜向高斯分布特性。研究结果与相关试验有相同规律,对 UCC 燃烧室的设计分析和应用有参考价值。 相似文献
223.
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. 相似文献
224.
基于国内外粉末火箭发动机的研究基础以及工业上粉体燃烧器设计方法,提出了一种Mg/CO2粉末火箭发动机构型和氧化剂气体分3次进气的燃烧组织方案,并针对其工作过程开展了实验研究。主要研究了在氧燃比为4∶1条件下,氧化剂不同进气方案时发动机的燃烧效率和燃烧室内沉积情况,从而为后续的Mg/CO2发动机多次起动实验工况参数设定提供依据。发动机热试实验结果表明:当燃烧室头部氧燃比较大时,发动机稳焰失败,无法正常工作;发动机热试实验中燃烧效率最高为64.0%;当氧化剂进气方案满足流化气、旋流气与侧向气量配比为2∶0.5∶1.5时,燃烧室内基本无沉积。 相似文献
225.
高速飞行器翼舵缝隙激波风洞精细测热试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
高速飞行器的气动控制翼舵面,为了转动灵活,在弹体和翼舵面之间存在缝隙。缝隙的存在会导致高速热气流进入,在舵轴根部产生强分离再附区域,形成高热、高压、高剪切严酷热环境,对飞行器的热防护提出了很高要求。由于影响翼舵缝隙流动的因素十分复杂,缝隙内热环境的准确预测非常困难。目前传统的激波风洞缝隙测热试验受限于薄膜热流传感器2mm直径,只能在分离再附区布置有限测点,无法捕捉到热流峰值,导致计算与试验存在较大偏差。本文根据缝隙分离再附区热环境特点,针对精细测量的可行性,从传感器选取、测点布置方案、测量及数据后处理等方面进行了详细分析,提出了分布式热电偶精细测量方法,实现了采用点测热达到面测热的效果。针对简化的圆柱弹身加舵面的模型,完成翼舵缝隙精细测热试验,获得了翼舵干扰区峰值热流。试验研究了不同缝隙高度、舵偏角、迎角对翼舵干扰区热环境的影响规律,试验结果表明:翼舵缝隙对弹身干扰主要集中在舵轴干扰区。舵轴干扰区热环境随着缝隙高度的增加而增强,随着舵偏角和迎角的增大而增大。同时,试验结果与CFD计算结果对比表明,两者基本吻合。 相似文献
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