导弹模型后体横向喷流干扰特性

通过在2m×2m超声速风洞开展横向喷流静态测力和油流显示试验,获取了来流马赫数为1.5~4.0、迎角为-8°~27°、喷流静压比为5~17.6及不同喷口位置等参数对横向喷流干扰的影响规律,结合数值模拟获取了模型表面极限流线和喷口附近干扰流场结构,进而研究了导弹模型强迫运动下的横向喷流干扰特性。结果表明:在模拟参数范围内,位于导弹模型后体的横向喷流均产生有利干扰;来流马赫数越大,干扰放大因子随迎角变化越剧烈,静压比升高导致干扰放大因子减小,“单独向上喷流”干扰程度大于“单独向下喷流”;强迫运动条件下基本气动特性和干扰均出现动态迟滞,干扰放大因子尤其在大迎角和下俯过程中明显偏离固定迎角值,表明模型运动对横向喷流干扰特性影响较大。      

可调喷口双模态冲压发动机试验研究

在模拟飞行马赫数Ma=6, 高度25km的条件下, 针对可调喷口液体碳氢燃料双模态冲压模型发动机进行了直连式试验研究.结果表明借助喷口可调机构, 可以提高模型发动机的点火性能和推力性能, 并且可以在低当量比下实现亚燃模态, 而一旦亚燃阶段实现火焰维持, 通过喷口截面的调节, 模型发动机可以平稳地实现亚燃/超燃间的模态转换过程.采用可调喷口结构对于简化几何完全可调双模态冲压发动机的设计、拓宽现有固定几何双模态冲压发动机的工作范围都具有一定参考价值.      

三维超声速混合层内标量混合的大涡模拟

对三维对流马赫数0.62的超声速混合层流动的标量混合进行大涡模拟, 控制方程对流项采用五阶精度的WENO格式求解, 小尺度涡的作用采用一方程LDKM亚格子模型处理, 过滤后的组分方程中的亚格子组分对流通量采用梯度扩散模化.模拟得到了混合层流场大尺度拟序结构以及标量场的演化过程, 研究表明标量混合过程受混合层内涡系演化所控制, 标量场具有明显的三维特征.模拟得到的速度、组分及其脉动的统计时均结果和实验结果相符较好.      

Supersonic Two-Dimensional Minimum Length Nozzle Design at High Temperature. Application for Air

When the stagnation temperature of a perfect gas increases, the specific heat ratio does not remain constant any more, and start to vary with this temperature. The gas remains perfect, its state equation remains always valid, except it will name in more calorically im-perfect gas or gas at High Temperature. The goal of this work is to trace the profiles of the supersonic Minimum Length Nozzle with centered expansion when the stagnation temperature is taken into account, lower than the threshold of dissociation of the molecules and to have for each exit Mach number several nozzles shapes by changing the value of the temperature. The method of characteristics is used with a new form of the Prandtl Meyer function at high temperature. The resolution of the obtained equations is done by the second order of finite differences method by using the predictor corrector algorithm. A study on the error given by the perfect gas model com-pared to our model is presented. The comparison is made with a calorically perfect gas for goal to give a limit of application of this model. The application is for the air.     

提高大迎角跨声速风洞实验堵塞度的有效途径—采用低超声速喷管

本文介绍用低超声速喷管代替声速喷管,解决了大迎角大堵塞度跨声速实验时的风洞壅塞问题。低超声速喷管可以在大堵塞的实验条件下,形成稳定的低超声速流场,消除风洞在大堵塞度实验时的马赫数空白区,从而使风洞的允许实验迎角和堵塞度范围增加一倍,并且能确保流场达到使用指标。模型实验结果和同一尺寸的模型在口径大一倍风洞中实验结果基本重合。     

二维折角管道内超声速流动的多重网格计算

本文应用Euler模型和隐式TVD格式计算了二维折角管道内的超声速流动问题,为了有效地模拟激波和膨胀波系的相互干扰及壁面的反射,本文试将多重网格法和TVD格式结合起来进行数值求解。考虑到目前绝大部分文章采用V-循环多重网格法,我们对多重网格法中的几种多层次循环形式(V-循环、W-循环)进行了比较性的数值计算,旨在从中发现合适的多层次循环求解的形式,以期充分发挥多重网格法在Euler方程求解过程中的效益。同时,本文也是对多重网格法和TVD格式结合求解的一次初步尝试。     

燃料喷射位置对凹槽火焰稳定特性的影响

采用混合分数平衡化学模型,燃烧与紊流相互作用的PDF模型和离散液滴模型,研究了不同位置喷射燃料对双模态冲压发动机燃烧室中煤油超声速燃烧凹槽火焰稳定特性的影响。结果表明,凹槽内均出现燃料和空气的混气,以及燃烧产生的高温区,可以达到稳定火焰,增强燃烧的目的;从凹槽局部参数以及燃烧室壁面静压的分布来看,凹槽上游0位置喷射燃料,更有利于燃料与空气的混合、燃烧,并且燃烧室总压损失较小,是最佳的喷射方式。验证了我们在实验研究中的所采取的设计方案。同时,有关煤油超声速燃烧的研究可以通过数值实验,并对实验测量起到指导作用,从而减少风洞实验次数。     

增程飞行器高超声速飞行的动态特性

研究了增程飞行器高超声速飞行时的动态特性.短程导弹和火箭弹等高超声速飞行来源于增程的实际需要,从超声速到高超声速飞行所遇到的主要飞行动力学问题是,尽管在增程前低超声速时具有良好稳定性,但在高超声速飞行中会丧失稳定性并导致复杂的锥动.通过飞行和风洞实验表明:高超声速飞行时增程飞行器固有的横侧向稳定特性丧失,带有弱滚转阻尼的不稳定荷兰滚振荡将导致滚转-偏航耦合,此外还存在由耦合导致的轻微不稳定拟周期模态和滚动共振.     

预混超声速气流斜激波诱导脱体爆轰研究

为了研究高静温预混超声速气流中爆轰的机理问题,利用自主设计的连续式加热器来产生马赫数为2.6,静温大于700 K的氢/空气预混超声速气流,并采用高速纹影技术来观测斜激波诱导脱体爆轰的直接起爆和发展的动态过程.研究表明,实验得到的起爆前斜激波和起爆后脱体爆轰波的角度与理论分析结果非常一致.并发现由激波诱导爆燃向激波诱导脱体爆轰的转变过程非常快;而且对于当前初温较高当量比较低的混合物,会出现爆轰波突然熄灭与重新起爆的现象.当前研究为爆轰燃烧在高超声速推进中的应用提供了重要参考.      

超音速基元旋涡分布数值解法的进一步改进

本文提出一种新的光滑技术。这种方法有效地消除了超音速基元旋涡数值解法中所计算出的载荷系数分布跳动得很厉害的缺点。而且在不同来流马赫数下所计得载荷系数分布与解析解结果相比是令人满意的。本方法使得超音速基元旋涡分布数值解法更能适用于各种复杂升力面的外形。