煤油燃料超燃冲压发动机燃烧特性实验研究

为研究空气节流时序对超燃冲压发动机点火和火焰稳定的影响,本文通过实验方法研究了13个状态的煤油燃料超燃冲压发动机的燃烧特性,煤油燃烧通过先锋氢气和节流空气增强稳定性。通过两个固定位置的压力传感器来监测火焰稳定状态,采用纹影和OH-PLIF相结合的测量手段,获得了流场结构和火焰发展信息。发动机入口来流条件为Ma = 2.0,总温950 K,总压0.82 MPa。在空气节流的作用下,煤油被先锋火焰引燃;在先锋氢撤除后,煤油仍然可以稳定燃烧。在扩张段中,空气节流和燃烧共同作用产生的激波串移动速度约为52 m/s,但在凹槽内其速度仅为3.7 m/s。通过监测点压力变化情况可以区分所研究状态的火焰稳定与否,通过对13个研究状态的考察,获得了火焰稳定临界曲线。当所研究状态点在临界曲线右上方区域时,火焰状态稳定;当所研究状态点在临界曲线左下方区域时,火焰将被吹熄;当所研究状态点在临界曲线上时,火焰不稳定,在空气节流撤除之前将被吹熄。     

Periodic atomization characteristics of an impinging jet injector element modulated by Klystron effect

An experimental study on the Klystron effect of periodic injection modulated by pressure drop fluctuations on subsequent atomization is conducted. Time-resolved atomization backlit images and atomization Mie scatter images are captured by using the high speed camera. It is found that periodicity of forced atomization relies on pressure drop fluctuation amplitude and phase differences between atomization and pressure drop fluctuations relate to fluctuation frequencies. This feature of periodic atomization induced by Klystron effect corresponds to periodicities and high amplitudes of pressure fluctuations in unstable combustion chambers and chaos and low amplitudes of pressure fluctuations in stable combustions chambers. Drastically periodic varying of gross surface area of droplets with time was shown in Mie scatter images. The importance of periodic impinging jet atomization modulated by pressure drop fluctuations for acoustic liquid propellant combustion instabilities is illustrated.     

缩比发动机喷嘴热喷流噪声试验

为深入了解涡扇发动机喷流噪声特性,验证喷流噪声降噪方法,建立发动机喷流噪声数据库,在法国国家航天航空研究中心的CEPRA19声学风洞开展了缩比发动机喷嘴热喷流噪声试验测试工作。针对发动机热喷流模拟系统,设计加工了面积比（外涵喷嘴面积与内涵喷嘴面积之比）为5和7的两种喷嘴构型试验模型。通过减小高温区域单个零件长度尺寸和零件壁厚的方法,降低热膨胀对模型尺寸的影响。在声学风洞中完成了不同工况条件下两种面积比圆形喷嘴和锯齿形喷嘴的远场噪声特性测试。通过对远场测量噪声频谱进行分析,发现随着来流速度的增大喷流噪声会减小,采用锯齿形喷嘴设计在中低频喷流噪声水平降低,在高频噪声水平有所增加。     

喷管间距对双喷流啸音影响的实验

实验详细测量了完全膨胀马赫数范围为110~160、喷管间距为16到32倍喷管出口直径的超声速双喷流近声场,分析了两个喷流各自发出的啸音在近声场的相位关系,研究了喷管间距对双喷流耦合的影响。结果表明:对比单喷流,双喷流耦合啸音在A模态时,呈现出反对称或对称模式,在反对称模式下,喷管中间区域啸音强度减小,对称模式下,双喷流中间区域啸音强度略大于单喷流啸音;B模态时,两个处于摆动模态的喷流啸音在喷管中间区域同相而发生耦合,极大地增强了B模态的幅值,达到160dB;C模态的相位关系还需进一步研究。对比不同喷管间距下的双喷流近声场,发现喷管间距过小或过大均不利于B模态的耦合;喷管间距对C模态影响最大,当喷管间距变大时,C模态幅值及主导马赫数范围均增大。      

射流自由长度对凝胶推进剂撞击雾化影响的实验

为研究射流自由长度对凝胶推进剂撞击雾化的影响,建立了撞击雾化实验台,制备了煤油凝胶和水基模拟液,测试了雾化装置的喷射系数及模拟液的黏性和稳定性。分析了3种射流速度不同射流自由长度条件下的凝胶撞击雾化特性,观测了射流和撞击喷雾图像。测量了液膜破碎长度、雾化液滴粒径分布和相应的SMD(索太尔平均直径)值。研究结果表明:低速时,随着射流自由长度增大,撞击液膜的喷雾形态会发生较大变化,而高速条件下,雾化形态则基本一致。3种射流速度下,破碎长度在45~9mm之间,并随射流自由长度逐渐减小。液滴分布服从Rosin Rammler规律,并具有较高的拟合精度。均匀度指数均在3~4之间,并随射流自由长度逐渐降低,粒径均匀度降低;较高射流速度下,SMD随自由长度逐渐增大。低射流速度时,SMD随射流长度先减小后增大,射流自由长度存在一个最优值,在设定研究条件下其值为25/3。因此,在设计撞击喷嘴时,根据射流速度选取适当的自由长度值可以获得更好的雾化效果。      

伴流速度对平行喷口射流影响的数值研究

采用大涡模拟方法计算研究平行喷口出口马赫数为0.9,伴流速度比分别为0.1、0.3和0.5时的喷射流场特性。计算时采用高精度的数值模拟方法,并结合Smagorinsky亚网格尺度模型。考察了流场统计平均特性、脉动特性以及射流流场中涡结构的发展演变过程,结果表明:伴流速度的增大使得势流核长度变长,减缓了空间剪切层的发展,转捩延迟。喷射流场速度分布具有自相似性,而湍流强度的分布则不具有相似性。通过分析剪切层中轴向速度脉动、径向速度脉动、压力脉动在空间任意两点上的时空相关性,发现随着伴流速度的增大,脉动量在空间上的相关性减弱,而脉动量向下游的传递速率增加。该研究结果为进一步揭示伴流速度对喷流声场的影响提供基础。     

分布式动力系统尾缘射流与边界层抽吸的数值分析

为研究带有边界层抽吸的分布式动力系统尾缘射流对机身气动性能及推进效率的影响,将机身简化为二维翼型,并加入尾缘射流及边界层抽吸的作用,利用数值模拟的手段来研究来流攻角、射流偏转角、边界层抽吸对推进效率及气动性能的影响,为分布式动力系统的设计与应用提供初步的建议.结果表明在中、小来流攻角(2°及0.6°)的情况下尾缘射流及边界层抽吸能够提高升阻比,推进效率可超过80%;而在大来流攻角(4°)情况下射流偏转角增大使翼型的阻力大幅上升,对气动性能和推进效率产生极为不利的影响.      

二维喷管的初始流动

基于可压缩Navier-Stokes方程,采用大涡模拟方法与高精度混合WENO/TCD格式,对Ma=1.4的超声速平面射流初始流场进行了数值研究.数值结果清晰地描述了超声速平面射流初始流场的结构特征,包括主涡环与激波结构以及它们演变过程.因主涡环内存在涡导激波对,激波与涡相互作用加速射流剪切层失稳,使剪切层首次卷起形成小涡的位置出现在涡导激波对后,此与亚声速射流情况不同.小涡串卷起成后,相继与涡导激波对相互作用,使激波出现明显的变形并加速主涡环失稳.      

射流管伺服阀前置级压力特性

为分析射流管伺服阀射流管喷嘴高压射流区的特性,建立了射流管伺服阀前置级数学模型,得到了射流管偏移值、射流管喷嘴半径和接收孔半径对接收器压力分布、喷嘴出口流速及接收器的左右孔恢复压力的影响规律.流场分析发现射流管喷嘴的高速射流出口处容易产生旋涡,且存在环状负压效应.结果表明:高压射流状态下,射流管喷嘴半径增大,恢复压力增加;接收孔半径增大,恢复压力降低.接收孔半径与射流管喷嘴半径之比的最佳取值区间为[1.3,1.5].当射流管偏移值增大时,在偏移值增大一侧,射流管与接收孔之间的有效流体接收面积增大,射流管与接收孔之间的流体旋涡扩大,内部流场环状负压效应增加,接收孔恢复压力降低.      

某支线飞机概念设计阶段机翼气动弹性设计

在飞机的总体方案概念设计阶段,需要对飞机机翼进行气动弹性设计,以避免在后期设计中,因气动弹性问题而对设计方案进行较大更改.以某支线飞机的总体方案论证为背景,研究并归纳该飞机概念设计阶段气动弹性设计与分析的理论基础和计算方法,建立机翼的梁架式模型,初步设计模型刚度与质量分布,并进行机翼的静气动弹性响应与载荷分析、振动特性及颤振特性分析.结果表明:该支线飞机机翼的气动弹性特性合理,符合设计要求.