超声速非平行边界层的非线性稳定性研究(英文)

用非线性抛物化稳定性方程(NPSE),研究超声速非平行边界层的扰动波的非线性演化过程。发展了高精度的数值方法,对NPSE进行有效求解和稳定推进。计算得到了各谐波的振幅增长曲线和不同的扰动剖面函数,特别是展示了谐波之间的非线性作用的物理特征,包括流向涡、展向涡和Λ结构的形成和演化等,以进行转捩过程的机理研究和分析。NPSE的计算结果显示了这个新方法是研究超声速边界层非线性稳定性的有效方法。     

第四代发动机不加力超声巡航性能的研究

本文基于改善第四代发动机不加力超声巡航性能这一目标,提出了合理配置发动机地面设计点高压物理转速和节流比的设计思想,并结合冷超转和燃气储备利用技术进行性能寻优,大大提高了发动机的高空速度特性。      

超音速气流绕局部透气凹角流动的数值模拟

以具有压力分裂形式的简化Ｎ Ｓ方程为控制方程,数值模拟了超音速来流条件下的激波 边界层干扰被动控制（ｐａｓｓｉｖｅｃｏｎｔｒｏｌｏｆｓｈｏｃｋ ｂｏｕｎｄａｒｙｌａｙｅｒｉｎｔｅｒａｃｔｉｏｎ）。模拟是以预先给定激波前吹气和激波后吸气的流量来实现的。为了定性地确定吹气或吸气对激波 边界层干扰的影响,首先计算了单独吹气和单独吸气两种情况。数值计算时采用了多重扫描法对控制方程差分离散,以反映亚音速区压力对流场的椭圆性影响。     

超音速燃烧室碳氢燃料点火实验研究

模拟飞行Ma =3 5的超燃冲压发动机的燃烧室进口条件 ,采用氢为先锋火焰 ,在氢氧燃烧加热脉冲风洞上 ,对超燃燃烧室煤油燃料的点火和火焰稳定进行了实验研究 ,实现了煤油的点火和火焰稳定。实验测量了燃烧室壁面压力分布 ,并拍摄了燃烧火焰紫外光图像。实验表明 ,在燃烧室进口温度较低 (小于 90 0K)的条件下 ,在超燃燃烧室中实现煤油自燃十分困难 ,采用氢为先锋火焰实现煤油的点火是较为有效的途径之一。     

后掠与无后掠压缩角模型产生的激波/边界层干扰的非定常特性

介绍了10个压缩角模型在M数为2.011、2.504、3.015时产生的激波/边界层干扰的非定常特性的试验研究结果.压缩角模型的流向压缩角分别为15°、20°、24°,后掠角分别为0°、20°、40°、60°.实验结果表明(a)所有无后掠压缩角和大多数20°后掠压缩角产生柱形干扰,而大后掠压缩角则产生锥形干扰;降低来流M数或增大模型后掠角有利于从柱形干扰转变为锥形干扰.(b)间隙区内的压力脉动出现低频峰值,此峰值随着模型后掠角增大或流向压缩角减小而减小;然而随着来流M数增大,此峰值在柱形干扰区减小,而在锥形干扰区略增大.对于锥形干扰,无粘激波的平均激波强度是控制其干扰特性的主要因素.     

2m超声速风洞总体结构设计

“高速化”、“精确化”是未来飞行器一个极为重要的发展方向,是提高飞行器效能的有效手段,而先进飞行器的研制强烈依赖于地面模拟试验设备——风洞.目前我国现有的超声速风洞设备尺寸和试验模拟能力还有很大不足,主要体现在真实模拟、模拟能力、精确测量等方面.在这种背景下,开展了2m超声速风洞的建设,笔者针对风洞的特点主要介绍结构总体设计概况.该风洞为下吹一引射式暂冲型超声速风洞,采用全钢结构,主要涉及风洞总体布局、模型更换方式、支座布局、风洞洞体各部段间连接、密封和定位、风洞洞体的强度和刚度、洞体水压试验等问题.     

四端口通流波转子的波系分析

针对用于燃气轮机的四端口通流波转子,首先将通道内部复杂的压力波系简化,建立解析的数学模型,并依据国外的实验结果验证其正确性,最终用该解析模型分析波转子的边界条件、波系结构、性能以及压气机、涡轮、燃烧室的相关参数之间的关系.结果表明:提高波转子的高压空气出口反压可以有效提高波转子压比,这是波转子内部波系整体性增强的结果;合理地设计压气机与涡轮可以优化波转子的性能;波转子与燃烧室的匹配会制约燃烧室的设计,而提高燃烧室的总压恢复系数则有利于波转子压缩效率的提高.      

超音速复速级涡轮的气动设计改进

采用数值模拟方法对某液体火箭发动机超音速复速级涡轮进行了流场分析。根据分析结果对两列动叶的叶型进行了改进设计：第一列动叶栅的改进采用自由旋流法,通过等通道的叶栅流道设计,减弱了激波对附面层的干扰,有效抑制了流道内的流动分离;第二列动叶栅的改进采用参数化叶片造型法,型线用具有局部修改能力和保凸性较好的Bezier曲线表示,通过减小入口攻角降低了分离损失。数值模拟结果表明,改进后的复速级涡轮内部流动特性改善显著,分离损失明显减小,效率提高了5％以上。     

超声速气流中横向气体射流混合经验模型

为了获得适用于工程估算的射流穿透经验关系式,对射流中心迹线、穿透边界及喷注物展向分布特性进行模化处理,建立了描述超声速气流中横向气体射流混合经验模型,并通过系列实验观测结果对该模型有效性进行验证.结果表明:在较宽的动量比范围内(动量比为0.5~5.3),该模型预测的射流中心迹线和穿透边界均与实验图像吻合较好,在射流中心迹线附近,该模型预测的喷注物摩尔分数与实验测量值相比误差在5%以内,精度优于现有模型.随着动量比的增大,在喷孔下游一定区域内,射流引起的反转旋涡对增强,导致该模型对展向摩尔分数分布的预估产生一定误差,表明该模型的适用范围与动量比和下游距离等因素相关.      

一种宽马赫数变几何超声速进气道气动性能研究

为了改善二元宽马赫数超声速进气道非设计点下的气动性能,设计了一种来流马赫数为2.0~4.5的变几何超声速进气道,对其气动性能开展了数值仿真研究,得出了性能较优的变几何方案,并与相应的定几何进气道进行了对比.研究结果表明:采用变几何方法可提高进气道在转级点的气动性能;随着来流马赫数的增大而增加进气道的楔角及内收缩比,可降低进气道的喉道马赫数;采用该变几何方法可有效提高进气 道宽工作范围的气动性能,在某些状态下流量系数和总压恢复系数比定几何进气道分别高出19.4%和55.8%.