超声速喷管中激波分离诱发流场对称破缺的机理及其控制

为减缓或消除侧向力,开展了流动分离诱导流场对称破缺的机理研究。采用有限体积二阶迎风插值格式及k -ε湍流模型,数值模拟了某型超声速喷管的地面试车过程。详细分析了喷管内部的流场结构,着重讨论了喷管壁面附近出现的激波分离模式由自由激波分离到受限激波分离的转换过程。为了降低低空高背压条件下过膨胀喷管的侧向力,着重研究了喷管不同长径比、扩张比条件下的流场特性和流动分离模式。结果表明:在激波模式转换过程中能够诱发出极大的侧向力,改变喷管构型可以改善流场结构。适当缩短长径比和扩张比可以有效降低侧向力。长径比为105时将产生4 000 N以上的侧向力,而当长径比为095和115时,侧向力不超过20 N;当扩张比为539时,侧向力峰值达到4 000 N以上,而缩小扩张比到45时,侧向力明显下降。     

超燃冲压发动机燃烧室的燃烧特性

以一种低内阻光滑通道煤油超燃冲压发动机燃烧室为应用背景,采用有限差分法对燃烧室超声速流场进行了数值模拟.对流项采用3阶WENO（weighted essentially non-oscillatory）格式,湍流模型为SST（shear stress transport） k-ω模型,煤油（C₁₂H₂₃）/空气反应模型采用单步化学动力学模型.将燃烧室中沿侧壁的壁面静压的计算结果与实验结果进行了对比,结果符合良好,说明该算法适用于煤油超燃燃烧室计算. 研究了燃烧室来流静温、燃料/空气当量比和射流位置对煤油超声速流动与燃烧的影响.计算结果表明:燃烧集中在安装喷嘴一侧的壁面边界层附近,点火位置对当地静温非常敏感.随着来流静温降低、燃料/空气当量比减小和燃烧室扩张角增大,燃烧效率降低,燃烧性能下降,点火位置逐渐向燃烧室出口移动,燃烧放热形成的激波串结构消失.在燃烧室上、下壁面交错布置燃料喷嘴有利于提高燃烧效率.基于此,初步获得了光滑通道燃烧室内煤油点火燃烧的临界条件.      

吸附式低反动度轴流压气机气动设计原理

针对亚声速及超、跨声速轴流压气机,全面论述了吸附式低反动度轴流压气机气动设计思想,指出了该思想的具体实现形式、应用条件以及各参数之间的相互影响.指出针对亚声速轴流压气机,可利用动叶出口轴向速度提升或增加动叶入口正预旋以降低动叶中扩压因子从而确保动叶流动效率;而针对超、跨声速轴流压气机,可通过提升动叶入口激波后的轴向速度实现气流在动叶中大幅折转并保证动叶效率.其出口轴向速度选取,需兼顾动叶效率以及下游静叶栅入口马赫数以及气流角需求.最后总结了吸附式低反动度轴流压气机的研究进展.      

气动加热下飞行器油箱温度场耦合分析

气动加热与结构热传递耦合问题在航空航天领域非常重要.分析了飞行器持续受热过程中的耦合性,指出了耦合性在分析持续气动加热问题中的必要性.针对存在的耦合性,提出了一种处理方法,即在“飞机结构三维温度场分析”程序中增加气动热流工程算法,同时采用对流传热来模拟油箱内燃油与油箱内壁面传热.对流换热系数以及出口油温通过与油箱壁面结构温度耦合计算来确定,即在每个时间点上,将当前结构内壁面温度咒代入对流换热系数α以及油温L的计算公式,求得该时间点的α和t,以此实现气动/温度场/流场三个物理场的实时耦合.计算结果表明,耦合计算结果与试验结果吻合得很好.     

超声速非平衡电离磁流体流动控制试验和数值模拟

为了开展磁流体(MHD)流动控制原理研究,建立了磁流体技术试验系统,采用电容耦合射频-直流组合放电对Ma=3.5气流进行电离,在磁场作用下产生顺/逆气流方向的洛伦兹力控制流场,采用试验段静压变化来监测磁流体流动控制效果,通过一维模型计算磁流体流动控制过程中流场变化情况,分析磁流体流动控制效果;通过添加电磁源项的Navier-Stokes方程耦合电势泊松方程建立了二维磁流体动力模型,对磁流体流动控制进行数值模拟研究。主要结论如下:在磁场约束下,电容耦合射频-直流组合放电能够在Ma=3.5流场中产生大体积均匀电流,电导率约0.015S/m;在焦耳热和洛伦兹力作用下,磁流体加速时静压升高了130Pa,减速时静压升高了200Pa;磁流体流动控制过程中,仅有不足10%的能量在磁流体通道内发生了作用;数值模拟结果显示,在试验条件下,加速时静压升高了128Pa,减速时静压升高了208Pa,与试验结果基本吻合。     

二元超音速进气道唇口分离流动及其控制

本文着重研究了二元超音速进气道几种唇口内侧壁面分离流动控制结构,对进气口流场、几何喉道下游邻近截面的流场及其壁面附面层参数、进气道出口流场和性能的影响。并对唇口分离流吹除和吸除之后,进气口再附着点下游截面上的总压脉动压力均方根值分布及功率谱密度-频率特性进行了比较。     

激光多普勒测速方法研究超声速冲击射流

在超声速射流噪声的产生中 ,喷嘴出口的激波栅格结构有关键的作用 ,激波栅格的间距是推测激波噪声基频的基本参数。应用激光多普勒测速方法对收缩喷嘴欠膨胀射流垂直冲击平板的流场进行了测量 ,获取了射流轴线上的速度分布。从该轴线速度的起伏推算出自由射流段的激波栅格间距与前人用接触测量方法得到的经验公式基本一致 ,但是比该经验公式值低 5 %以上 ,表明由该接触测量所得的经验公式描述的激波栅格间距可能大于实际的激波间距。     

不对称喷管欠膨胀超声速射流的数值模拟

采用改进的MUSCL格式解三维可压缩平均雷诺纳维尔 斯托克斯方程组,湍流模型为Spalart Allmaras代数模型,数值模拟了四种调整片不对称喷管在喷口压比为2.0、2.8、3.4和4.0条件下的欠膨胀超声速射流场,获得了射流场流谱和参数分布,并给出了单调整片不对称喷管出口压强比与射流偏转角和扩张角的分布曲线,计算结果和实验数据符合良好。     

三维物体绕流数值模拟中薄层模型的应用

介绍用于近似计算绕三维尖体无粘流激波薄层的二层模型。本法以数值确定激波的位置,在计算不同结构形状物体的空气动力特性时能确定气体动力载荷的近似值。采用这种方法实际上排除了超高速理论中其他已知方法对尖体几何形状所加的约束。与通常的空气动力特性曲线相结合,此法可获得在设计和非设计飞行状态下飞行器整个系统的近似绕流流场,且可优化其空气动力结构。     

高速风洞航空弹射座椅大攻角大侧滑角试验技术研究

在ＦＬ－２４风洞中进行了试验Ｍ数为０．６０、０．９０及１．２０，攻角为０°～３６０°，侧滑角为０°～－９０°，试验雷诺数为（２．８～５．４）×１０６的高速风洞航空弹射座椅试验技术研究。结果表明，本项试验技术是可行的，所得航空弹射座椅的气动特性变化规律合理，试验数据可靠，量值可信，可用于航空弹射座椅的性能估算及飞行轨迹计算。