碳氢燃料流向涡掺混超燃模型燃烧室冷态流场数值研究

对一种超声速燃烧模型燃烧室的冷态流场进行了数值研究。为稳定超燃火焰并提高燃烧速率和效率,取少量的冲压空气进行稳定的亚燃预燃烧,并以之作为超燃室的一个稳定火炬,其高温燃气将吸热型碳氢燃料预先蒸发汽化并部分裂解为短链小分子,最后通过城墙波瓣掺混器形成的流向涡带入超声速主流,以期实现快速高效的超燃燃烧。计算结果表明:首先,城墙波瓣掺混器能够在较小总压损失下得到显著掺混效果;其次,本文从气动结构的角度专门探究了亚/超燃接力阶段较低的隔离段进口马赫数存在热堵塞的可能性,发现较难适宜超燃启动点火。     

开式风洞超声速压气机流场起动的数值研究

在开式风洞超声速平面叶栅试验中,从试验启动到叶栅建立超声速流动状态的过程,即超声速流场起动问题,已成为公认的难题。为建立可行的开式风洞超声速流场起动方法,奠定开式超声速风洞的使用基础,基于某超声速风洞,以超声速压气机平面叶栅为研究对象,开展三维数值仿真研究;分析试验条件下超声速流场起动失败的原因,制定三种流场起动方案。结果表明：起动失败的原因为叶栅前缘形成了一道强正激波;仅提高风洞进口总压无法建立叶栅超声速流动状态;仅增大下壁溢流缝宽度可起动超声速叶栅流场,但有效叶栅流道数量减少,壁面附面层增厚;保持上、下壁溢流缝宽度在1 倍栅距以上,在栅前上、下壁设置超声速墙并进行抽吸,可有效起动超声速流场,相邻流道出口马赫数最大波动0.01,出口气流角最大波动0.09°,周期性可满足试验需求。     

煤油-氢双燃料超声速燃烧点火特性研究

煤油 氢双燃料的超声速燃烧室中的自点火和燃烧稳定特性在直联式试验装置上进行了实验研究。实验空气总温 1 650～ 1 980K ,总压基本保持在 1 .8MPa左右 ,燃烧室进口M数为 2 .5。用激光粒度仪测量了在加压下煤油的雾化程度。为了寻找能点燃并维持煤油稳定燃烧的最低氢当量比 ,设计加工了四种不同构型引导火焰与凹稳焰一体腔结构 ,利用氢引导火焰局部地加速煤油的化学反应和凹腔的联合促进作用与优化结合 ,发现在没有强迫点火能源条件下点燃并维持煤油稳定燃烧的最低氢当量比能降低至 0 .0 3。燃烧室的性能用简化的一维计算机程序SSC - 3作了初步估算。在长度 42 5mm的燃烧室中获得了煤油的燃烧效率 50 %。引导火焰凹腔一体化结构对点火特性和性能的影响作了讨论     

三种不同结构超声速燃烧室流场的数值研究

采用有限体积法求解可压缩N-S方程及组分方程,对三种不同结构的超声速燃烧室进行了数值研究.研究结果表明,凹槽改变了燃烧室波系结构,促进氢气和空气的混合,利于燃烧,所形成的相对稳定的回流区可用于点火和稳定火焰;喷射二次氢气可消除仅一次喷氢所带来问题,进一步促进氢气和空气的混合及燃烧,但带来比较大的总压损失.      

超音速流动中侧向喷流干扰特性的数值模拟

通过与实验结果的比较验证Fluent软件可以用于超音速流动中侧向喷流干扰特性数值研究.使用Fluent软件对超音速流动中不同喷流压力和攻角下侧向喷流干扰特性进行的数值研究表明,超音速流动中,随喷流压力和负攻角增大,喷流前的高压区明显增大,喷流的控制效果更好.喷流包裹作用的影响范围在90°弹面内.喷流压力增大,喷流包裹作用加强,影响范围增大.     

布泽曼双翼及其壅塞问题研究

为了降低超音速飞行时产生的波阻,通过斜激波基本公式建立了设计马赫数为2的布泽曼双翼翼型,借助CFD软件计算其升阻特性,并与菱形单翼翼型作对比,同时分析了在非设计条件下布泽曼双翼翼型的壅塞问题.结果表明,布泽曼双翼在设计马赫数下,其波阻较传统菱形单翼降低90％,壅塞问题也得到很好地解决.     

基于500 Hz OH-PLIF技术的超声速燃烧室火焰结构

针对超声速燃烧室火焰驻留时间短和高湍流度的特点,利用500 Hz高频OH-PLIF(planar laser induced fluorescence)技术,研究了氢燃料超声速燃烧室火焰结构,结合壁面压力,获得了点火、稳焰以及熄火过程的规律。结果表明：隔离段入口来流马赫数为2的情况下,氢气当量比0.1和0.3,在火花塞点火下,2 ms均能点燃并获得PLIF火焰图像,其中当量比为0.1凹槽内存在爆燃现象,火焰达到稳定燃烧状态较慢(约65 ms)。稳焰过程中,当量比为0.3燃烧相对不充分,燃烧区域更靠近下壁面,燃烧位置和火核位置变化较大。当量比为0.1和0.3,熄火时间均在6 ms内,其中当量比为0.1熄火时火焰是从凹腔中部传播到凹腔前缘位置熄灭并伴随有一个短暂火焰增强的过程,并且在传播至凹腔前缘时已接近熄灭,当量比为0.3在熄灭前则是慢慢变弱,最终在凹腔前缘至喷氢位置间熄灭。     

一种超音速环形引射器冷流缩比试验方法

在超音速引射器的设计中,为开展引射机理及启动特性等研究,需进行模拟试验;同时,通过试验可验证数值计算结果的正确性与合理性,从而优化设计.文中提出以冷空气作为引射和被引射介质,采用缩比试验模型,通过模拟喷嘴生成被引射气流,简化了试验设备.数值计算结果与试验结果符合较好,正确预测了引射管道出口处出现的正激波,真空舱压强满足...     

超声速高温冲击射流注水流场实验研究

为了降低发动机羽流冲击流场的温度,减弱其对发射装置的冲击和烧蚀作用,对超声速高温冲击射流的注水流场开展了实验研究。通过高速摄影和红外热像仪两种非接触式测量设备对无注水和注水两种状态下的冲击流场进行了对比拍摄,并且使用热电偶对底板冲击区的温度进行了测量。对注水两相冲击流场的结构和温度场分布进行了深入分析和研究,并与无注水状态下流场进行对比,得出了通过注水方式可以减少核心区长度和面积,降低迎气面温度,减弱其热冲击烧蚀效应的结论。     

战斗机飞行姿态对最低安全救生高度影响的仿真研究

战斗机飞行员在飞机出现危险情况时采用火箭弹射座椅作为救生装备的主要形式,在低空不利姿态下弹射时,往往需要一定的最低安全高度来保证弹射救生的成功率,在座椅性能确定的情况下,最低安全救生高度取决于弹射时飞机的飞行姿态。为此,根据火箭弹射座椅的工作原理,针对弹射过程的不同阶段,建立相应的数学模型,用仿真计算的手段来研究不同飞行姿态对最低安全救生高度的影响,以期为飞行员如何选择正确的弹射时机提供一定的理论支撑。