瞬态热冲击环境下金属蜂窝板结构的热防护特性

使用自行研制的高速飞行器瞬态气动热试验模拟系统,对金属蜂窝板结构在多种瞬态热冲击速率下(5℃/s至30℃/s)的隔热特性进行了试验研究,其中最高瞬时温度达到950℃.并采用三维有限元方法对金属蜂窝板结构在高速热冲击环境下的隔热特性进行了数值计算,其计算结果与试验结果吻合性良好,验证了试验方法以及数值模拟方法的可信性和有效性.由试验知金属蜂窝板结构经过950℃热冲击后的翘曲和扭曲变形均很小,特别适合用于制作在高温环境下,要求变形小、质量少的高速飞行器结构部件.     

隔板截面造型对超声速膨胀器流场及性能的影响

采用三维雷诺平均N-S方程和标准k-ε湍流模型,在设计工况下对3种隔板截面形状的超声速膨胀器的三维流道流场进行了数值研究.结果表明:矩形截面形状的超声速膨胀器近吸力面区域气流速度大,斜激波之后流动损失低,等熵绝热效率较高;正梯形截面形状的超声速膨胀器出口平均绝对马赫数、静压比以及膨胀比大,综合性能相对最优;角区附面层分离、回流形成的低速气流团以及斜激波所导致高速气流的增压过程是出口流动损失的主要来源;优化隔板沿径向的结构,超声速膨胀器的综合性能有望进一步提高.      

基于火焰面和射流模型的双模态冲压燃烧室一维性能计算

为了快速地得到双模态燃烧室中的参数分布,采用射流模型,获得燃料混合分数的时均值、脉动值以及当量标量耗散率的时均值在双模态冲压发动机燃烧室中的三维分布;采用火焰面模型得到燃烧组分和释热分布,将三维信息通过流道横截面面积平均加入到一维非稳态计算模型,求解流动控制方程得到双模态燃烧室一维参数分布。通过不同类型算例验证,表明该方法能较准确地预测燃烧内壁面压力的变化趋势,克服了燃料射流非一维因素对一维计算方法带来的不利影响。     

Comparison of autoignition characteristics of n-heptane, methylcyclohexane and toluene

The autoignition characteristics of three C7 hydrocarbon fuels,n-heptane,methylcyclohexane and toluene,were comparatively investigated.Ignitions were performed behind the reflected shock waves in a shock tube.The ignition delay times of these fuels were measured at the same igintion conditions with constant fuel mole fraction of 1.0%,equivalence ratio of 1.0,ignition pressure of 1.0×105 Pa(one more 2.0×105 Pa for n-heptane)and temperatures of 1 166-1 662 K.The correlation formula of ignition delay dependence of three fuels on igintion conditions was deduced separately.Results show that the ignition delay time of n-heptane is the shortest while that of toluene is the longest at the same ignition conditions.The ignition delay time of methylcyclohexane is most sensitive to the temperature while that of n-heptane is the least.The comparison of current ignition delay times with the predictions of available chemical kinetic reaction mechanisms has been presented to validate the reliability of mechanisms.The important chemical reactions during the ignition process have been obtained from the sensitivity analysis.     

隐式紧耦合SST和TNT湍流模型的高速流动数值模拟

将SST(shear stress transport)和TNT(turbulent/non-turbulent)湍流模型输运方程与平均流场控制方程进行隐式紧耦合求解,结合当地时间步长方法和湍流源项隐式处理确保求解过程的快速和稳定.采用AUSMPW+(AUSM by pressure-based weight functions)格式和LU-SGS(lower-upper symmetric Gauss-Seidel)隐式紧耦合方法对高超声速压缩拐角流动、锥柱裙流动和超声速非对称激波/边界层干扰问题进行了数值模拟.计算结果与实验值的对比表明:SST模型和TNT湍流模型可以很好地预测15°压缩拐角流动的壁面压力和热流密度;随着压缩拐角的增大,计算结果与实验值偏差增大;可压缩性修正对压缩拐角流动的压力和热流密度分布有很大影响,对超声速非对称激波/边界层干扰流动影响很小;隐式紧耦合方法比显式紧耦合方法具有更好的收敛特性.      

前缘钝化对高超声速飞行器气动特性的影响

为解决前缘钝化后由于外形的变化引起周围流场改变,导致激波形状发生变化而影响飞行器气动特性的问题,对前缘钝化后的吸气式高超声速飞行器气动特性进行了研究。对比分析了前缘钝化对吸气式高超声速飞行器气动特性的影响,得出了吸气式高超声速飞行器气动性能参数随着钝化半径的变化规律。研究结论可为乘波构型的高超声速飞行器一体化设计提供一定的依据。     

卡箍对飞机液压管道动态应力的影响分析

以某型飞机液压管道为研究对象,使用六面体实体单元对管道进行有限元建模,并结合真实的发动机舱载荷曲线、飞机导管极限工作压力脉冲和管道压力脉动,计算了管道的动力响应;研究了卡箍对管道动态应力的影响,并与国军标《GJB 3054-97飞机液压管路系统设计、安装要求》提出的施加卡箍的原则进行了对比,结果达到了较好的一致性;在国军标的基础之上,提出了管道中的弯管卡箍配置原则。所得研究结果为管道振动抑制技术中卡箍优化配置提供了依据。     

超声速燃烧室中壁面凹腔结构的稳焰机理

针对凹腔稳焰机理,分别在冷态喷流和燃烧工况下探讨了改变凹腔长深比和深度对超声速流场中的燃料掺混效果及燃烧效率的影响.研究表明:增大凹腔长深比能使燃料更容易卷入凹腔,延长其在低速回流区内的掺混时间,增强掺混、提高燃烧效率;但过大的长深比对燃烧效率改善的影响消失,反而会使剪切层运动距离增大,导致凹腔后壁面再附激波增强,引起激波耗散产生的总压损失增大,使凹腔前、后壁面压差阻力增加,所以工程中建议采用长深比为5左右的凹腔结构.增大凹腔深度虽然会使激波损失增加,但能提高主流和凹腔的质量交换率,并使凹腔容积增大,能够显著提高燃料在低速回流区的掺混和火焰稳定效果,提高燃烧效率.      

超声速翼身组合体激波阻力优化的EFCE算法

 超声速飞行器的横截面积分布对其激波阻力的影响十分显著,合理的机翼和机身横截面积分布可以显著降低其激波阻力。使用类别形状函数变换(CST)方法对机身进行基于横截面积分解的CST参数化外形表示,在此基础上提出了扩展的远场组元(EFCE)超声速翼身组合体激波阻力优化算法,并使用该方法对超声速客机翼身组合体进行外形优化,使其激波阻力系数降低了39%。研究结果表明:由于只进行一个方向上的面积分解,机身CST参数化所使用的参数数量和相应优化过程的计算量比机翼大幅降低;经过EFCE激波阻力优化的机身具有较为明显的面积率修形"蜂腰"特征。     

吸气式高超声速飞行器推进系统耦合建模与分析

吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化设计,使得外形-气动-推进强耦合,给飞行器建模与控制带来巨大挑战.建立了一种基于准一维流动理论结合激波膨胀波方法的推进系统耦合分析模型,得到影响推进系统性能的因素,包括几何外形、迎角、马赫数、飞行高度、当量比等,以真实反映系统耦合特性.通过仿真计算分析了这些因素对推进系统性能的影响规律,可为飞行器初步设计阶段方案论证及一体化优化等问题提供基础和理论依据.