进气旋流对推力喷管性影响的研究

介绍了模拟近代大涵道比发动机排气状况的旋流模型,和在喷管落压比1.2到6.5范围内,进气旋流对轴对称喷管,矩形收-扩喷管,楔形二元喷管,和单边膨胀斜板形喷管等性能和射流流态影响等的一些实验结果。实验数据指出:进气旋流可使喷管出口射流柱中的旋涡加强,射流与外界气流间的混合区扩大,中心核心流区缩小,但它对轴对称喷管出口流态的影响很小。进气旋流同时对喷管推力系数和流量系数均起不利影响,增大进气旋流角度会使喷管推力系数和流量都下降,特别是当旋流角超过某一“临界”值后二者降低很急剧,并且二元喷管降低的程度比轴对称喷管更严重,因之在具体应用情况中,保留多大发动机的旋流,要针对具体情况综合考虑各种因素来选定。     

风扇前缘曲线相对前掠对风扇效率的影响

根据风扇前缘曲线相对前掠概念，将其应用于NASA67风扇叶片的改型中．并通过数值模拟研究了三种不同前缘曲线相对前掠程度对叶片通道内气流流动的影响。计算结果表明：前掠叶片改善了风扇的气动特性，降低了流动损失．进而提高了风扇效率。     

基于虚拟样机技术的舰载机滑跃起飞斜板段仿真分析

基于虚拟样机原理,利用虚拟样机分析软件对舰载机滑跃起飞斜板段进行虚拟仿真分析,建立适用于舰载机斜板滑跃起飞的动态分析模型,得出较好的仿真结果,为舰载机的设计改进和舰载机试飞提供了依据。     

后掠平板横流不稳定性

本文研究了无限后掠平板三维边界层的横流不稳定性，证明行进波和定常波几平同时失稳，且行进波比定常波更不稳定；     

基于支板燃烧室的喷管化学非平衡效应

采用有限体积法全隐式格式和代用燃料C₁₂H₂₃的10组元13步化学反应Arrhenius有限速率模型研究煤油燃料超燃冲压发动机单边膨胀喷管(SERN, Single Expansion Ramp Nozzle)内的化学非平衡流动,通过建立支板燃烧室——喷管模型有效解决了单边膨胀喷管模型的"入口薄层"问题.计算结果表明,整个单边膨胀喷管内,流动呈现化学非平衡效应,喷管入口附近区域尤其显著;非平衡流动喷管性能明显高于冻结流动,随发动机当量混合比 ε增加,非平衡流动的喷管推力系数和升力系数相对冻结流动的百分比增量 δ不断升高,当 ε=0.8时,推力系数百分比增量 δ_CF达到9.41%,升力系数百分比增量 δ_CY达到16.39%,化学非平衡效应对煤油燃料超燃冲压发动机尾喷管性能的影响不可忽略.     

蜡纸存贮法在高超声速脉冲风洞舵-锥干扰流场显示中的应用

简述了蜡纸存贮法在高超声速脉冲风洞锥—舵干扰流场显示中的应用，给出了迎风面内舵周围干扰区立体和平面展开两种油流谱图，揭示了其三维干扰流动的特征。     

非对称来流下带后掠斜楔的短隔离段实验研究

为了提高超燃冲压发动机隔离段耐反压能力以及缩短其长度,在前期后掠斜楔数值研究基础上,设计了一种带后掠斜楔的隔离段,斜楔放置在隔离段进口的下壁面上,距隔离段进口长度约15%处,在非对称的隔离段进口来流速度为1.98马赫数的条件下完成吹风实验.实验结果表明,隔离段添加后掠斜楔后的最大承受反压从来流静压的3.55倍上升到3.90倍,提高了9.89%.相同反压下,带后掠斜楔的短隔离段长度缩短了15%.相同长度的带后掠斜楔的隔离段出口平均总压恢复系数由基准隔离段的0.694上升到0.710,提高了2.3%.     

与飞机融合的单边膨胀喷管排气系统

单边膨胀喷管（Single Expansion Ramp Nozzle,SERN）是1种新型的排气喷管,具有可以有效抑制航空发动机排气系统的红外辐射和雷达反射截面积、后体阻力小、质量轻、增加飞机的敏捷性和可操控性等优点。运用计算流体力学/红外辐射（CFD/IR）数值模拟的方法,采用标准k-ε湍流模型和标准壁面函数,研究了轴对称喷管、单边膨胀喷管和开缝冷却单边膨胀喷管的排气系统与机身融合后的红外辐射特性空间分布规律。结果表明：单边膨胀喷管大幅度降低了排气系统尾向红外辐射峰值,其降幅达到60%以上,说明了单边膨胀喷管与后机身融合、遮挡内部高温部件,从而降低了尾向红外辐射的卓越红外抑制效果。     

不同几何调节位置上的单边膨胀喷管流固耦合计算

为了获得高超声速飞行器非设计点上较好的性能,包括单边膨胀喷管(SERN)在内的几何可调方案成为了目前研究的热点,针对单边膨胀喷管开展了流固耦合的研究,重点分析流固耦合中的动态载荷问题,不考虑结构传热及重力的影响,对不同几何调节位置上的SERN开展了计算分析.结果表明在不同位置上,SERN唇口板均出现了超声速颤振.通过进一步分析,获得结论如下:(1)唇口板振动特点主要由材料属性和结构决定;(2)唇口板在不同调节位置上,振动频率大致均为结构的一阶振动频率,喷管升力的振荡范围较喷管推力的振荡范围大;(3)随着唇口板角度的增加,唇口板振幅增大.     

超燃冲压发动机喷管下唇板可调方案

高超声速飞行器在飞行接力点和巡航结束点受喷管冷、热态膨胀状态不同的影响,会产生较大的冷、热态俯仰力矩差,从而对飞行器姿态控制带来较大困难.针对该问题,研究了下唇板可调方案对降低冷、热态俯仰力矩差的有效性,对不同下唇板角度进行数值模拟,得到了喷管性能参数.结果表明:下唇板旋转6°时,设计马赫数Ma=4.5下冷、热态俯仰力矩差下降29.57%,推力系数减小0.42%.并且进行了下唇板角度可调方案的风洞试验和对应的数值模拟,对比发现数值模拟结果与试验结果吻合较好,验证了所提出的可调方案及数值模拟结果的正确性.