超/亚声速混合层压力不匹配时流动特征

为了获得压力不匹配对超/亚声速混合层空间分布与增长、压力分布和相似性等特征的影响规律,开展试验和数值模拟研究。通过粒子图像测速技术PIV测量混合层空间分布,标准k-ω模型模拟稳态流场特征。超声速气流马赫数为1.32,亚声速气流马赫数为0.11,五组不同压比分别为0.82,0.95,1.11,1.22和1.47。研究结果表明：压力不匹配对混合层增长的影响较弱;当压比>1时,混合层沿流向呈现波纹分布,静压呈现高、低压交替分布;压比增加,混合层内无量纲速度分布不变,无量纲总压减小,而湍流强度增加。基于无粘假设的预测模型捕捉了波节的基本结构与分布。     

工作压强对战术固体火箭发动机比冲的影响分析

从固体发动机的特征速度、推力系数、燃烧室冲量系数和喷管冲量系数等因素出发，分析了发动机工作压强对战术固体火箭发动机比冲的影响。在此基础上验证性地给出了两台发动机的实例比较，最后提出了相关的设计原则与建议，可供工程设计参考。     

旋流杯套筒混合段长度对点火特性的影响

为研究旋流杯套筒过长的混合段长度对燃烧室点火特性的影响,设计了两种不同的套筒混合段长度试验件,在常温常压条件下,采用单头部模型燃烧室进行了起动点火性能试验,同时采用马尔文进行了燃油雾化颗粒度测量,并结合Fluent软件的数值模拟对结果进行分析.研究结果表明:套筒混合段长度对燃烧室头部流场和油雾分布有很大影响,过长的套筒混合段长度将造成液雾与套筒壁碰撞,限制旋转射流和液滴的径向运动,造成喷雾锥角减小了32%,贫油起动点火油气比增加了20%左右.      

螺旋脉冲爆震室实验

为缩短脉冲爆震室轴向长度以及爆燃向爆震转变距离,设计加工了螺旋脉冲爆震室,采用液态汽油为燃料,空气为氧化剂,进行了一系列实验.在实验过程中,对比研究了常规直管脉冲爆震室以及螺旋脉冲爆震室的爆燃向爆震转变性能;并分析研究了螺旋脉冲爆震室多循环工作特性.结果表明:与直管脉冲爆震室相比,螺旋脉冲爆震室爆燃向爆震转变距离至少缩短了约11.2%;螺旋脉冲爆震室可以在5~20Hz频率下稳定工作;螺旋脉冲爆震室设计方案可行.      

间接起爆对脉冲爆震发动机热效率影响

建立了基于整个燃烧室内经历不同燃烧方式下所有工质来评估脉冲爆发动机平均循环热效率的方法,通过二维数值方法对两种采用不同数目障碍物的爆震管模型的起爆特性及循环热效率进行了研究,并分析了燃烧波传播的距离与DDT距离之比（定义为ξ）对模型热效率的影响.结果表明:①间接起爆方式及不同DDT强化装置都会影响系统的循环热效率;②就计算模型,当ξ接近1时,其系统平均循环热效率仅为理想爆震循环热效率的60%左右;③随着ξ的增加,间接起爆方式的影响迅速减弱;④当ξ为1.5时,系统平均循环热效率可达爆震燃烧热效率的93%.      

非对称波瓣下外扩张角对S型喷管气动热力性能影响

为了研究非对称波瓣下外扩张角对S型喷管气动热力性能的影响规律,以含非对称波瓣的S型喷管为研究对象,保持非对称波瓣长度、内扩张角、高宽比及上外扩张角不变,取定非对称波瓣下外扩张角依次为17.75°,22.75°,27.75°,32.75°,建立了一组具有不同下外扩张角的非对称波瓣S型喷管模型。通过数值求解Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS)方程,得到了S型喷管气动热力性能随非对称波瓣下外扩张角的变化规律。研究结果表明:第一个弯道上游流场中,流向涡具有较强的混合能力,其核心区无量纲涡量值随非对称波瓣下外扩张角增大而逐渐增大;然而,在第一个弯道下游流场中,所有模型对应的流向涡核心区无量纲涡量值均已非常微弱。在S型喷管弯道区域,流道流向、截面形状发生巨大改变,使得内外涵流体混合效果显著提高,但混合流体的总压恢复系数却急剧下降。混合流体热混合效率值受下外扩张角影响不明显,但S型喷管下半部分内壁面温度随下外扩张角增大而逐渐上升。在S型喷管出口,下外扩张角为17.75°模型的总压恢复系数为0.9464,高于其他3种模型,并且相对于该截面上总压恢复系数最低值增加了0.55%。     

圆周进气对流掺混流动研究

为了研究纯径向向心涡轮出口对流撞击掺混流动组织结构,采用大涡模拟对圆周进气的对流掺混流动进行了数值仿真,并用本征正交分解(POD)方法,提取和分析了不同阶模态下的流动结构。结果表明:在水平截面,底部中心形成一个滞止区,两侧壁面附近均存在一个回流区,且流动是近似对称的;在剪切力作用下,沿流动方向,旋涡结构的不稳定性增强,上游三维涡环结构逐渐拉伸、膨胀,破裂为复杂的涡辫或发卡涡结构,这增强了掺混,从而使得流体间的动量和能量交换增强;POD结果中第1阶模态所占的能量权重最高,表明脉动场中的大部分能量主要集中在此模态,此模态中的流动结构为主要流动结构。     

A facility for simulating Titan’s environment

As a result of measurements acquired by the Cassini–Huygens mission of Titan’s near surface atmospheric composition and temperature, Titan conditions can now be simulated in the laboratory and samples can subsequently be subjected to those conditions. Titan demonstrates an active hydrological-like cycle with its thick atmosphere, dynamic clouds, polar lakes of methane and ethane, moist regolith, and extensive fluvial erosive features. Unlike Earth, Titan’s hydrological-like cycle likely involves several constituents, primarily methane and ethane. Here the properties of a new Titan simulation facility are presented, including conceptual methodology, design, implementation, and performance results. The chamber maintains Titan’s surface temperature and pressure, and the sample cryogenic liquids undergoing experimentation are condensed within the chamber itself. During the experiments, the evaporation rates of the sample liquids are directly determined by continually measuring mass. Constituents are analyzed utilizing a Fourier Transform Infrared Spectroscopy (FTIR), and vapor concentrations are determined using a gas chromatograph fitted with a Flame Ionization Detector (FID). All pertinent data is logged via computer. Under laboratory conditions, the direct measurements of the evaporation rates of methane, ethane, and mixtures thereof can be achieved. Among the processes to be studied are the effects of regolith on transport from the subsurface to the atmosphere, the freezing point depression effects of dissolved nitrogen, and the solubility of various relevant organic compounds.     

发射天线配置对混响室性能的影响研究

为了优化混响室的结构设计,采用基于矩量法的电磁仿真软件FEKO分别对不同发射天线配置时混响室内的电磁场进行了仿真计算,考察了发射天线的种类和位置对混响室场性能的影响,结果表明选择合适的发射天线并进行合理的位置设计能显著改善混响室内电场的性能。     

跨声速压气机轴承腔封严泄漏影响机理

目前，针对跨声速压气机轴承腔封严泄漏的相关分析尚不充分，泄漏流与主流相互作用的形式尚存在争议。为解决该 问题，基于某跨声速压气机与轴承泄漏腔模型，采用3维N-S方程组及k-ω湍流模型，边界条件与试验环境保持一致，对变工况下 轴承腔封严泄漏流发展特性及其对压气机性能的影响机理进行了研究，重点分析了一种显著影响压气机主流稳定性的掺混涡结 构。结果表明：当封严篦齿泄漏流进入右封严腔时，空腔效应会在篦齿出口区诱发大尺度回流涡，从而对齿端间隙泄漏流起到阻 碍作用；当泄漏流量由0.72%进口流量增大至1.9%进口流量时，转子通道激波由约55%弦长位置移动至65%弦长位置。轴承腔 泄漏流对压气机转子性能的不利影响主要在于转子通道激波后移以及2股掺混涡的产生。