吸气式脉冲爆震发动机原理性试验研究

设计了内径分别为60、70mm的两组吸气式两相脉冲爆震发动机,在略高于常压状态下成功进行了以汽油为燃料、以空气为氧化剂的吸气式两相脉冲爆震发动机原理性试验。进气道内采用无阀的进气结构,试验中在爆震管内部安装Shchelkin螺旋来促进爆震波的生成,所测量的爆震波接近充分发展的C—J爆震波。内径60、70mm的发动机最高工作频率分别为15、20Hz。进气道内压强变化幅度在0．1MPa左右,说明所设计的进气道与爆震管匹配良好,这将为脉冲爆震发动机用于工程实际提供技术储备。     

凸包(Bump)进气道/DSI模型设计及气动特性研究

利用基于乘波理论的Bum p进气道设计软件,据锥型流精确流线法设计了一腹部进气布局的Bum p进气道。用CFD模拟手段,从对称面马赫数分布、凸包上的极限流线及横截面上压强系数分布等方面分析了进气道进口段流场特征,证明所设计的Bum p进气道流动特征符合预期设计目标。通过CFD计算和试验对比,分析了所设计的Bum p进气道超声速气动性能,表明在发动机设计状态,在来流马赫数M a∞为2.0时,出口平均总压恢复系数接近0.87,而在M a∞=1.8时该值不低于0.91。      

双下侧布局带泄流腔二元进气道试验

针对一种双下侧布局带泄流腔的二元进气道进行了试验研究.试验时,来流速度范围Ma=2.0～3.5,姿态角范围为α=-4°～10°,β=0°～4°.试验获得了进气道的反压特性曲线、速度特性曲线、迎角特性曲线和侧滑角特性曲线.分析表明,随着来流速度和迎角的增加,进气道的流量系数先增加,在设计点达到最大,之后由于弹身头部激波的影响略有减小.侧滑时两侧进气道气流状态不同,工作范围由性能较低的迎风侧进气道来决定.另外,通过分析进气道的沿程静压分布曲线,说明泄流腔结构能使结尾激波停留在泄流腔边缘,扩大了进气道的工作范围.      

高温高压超声速气液两相流场数值模拟

采用欧拉-拉格朗日方法对燃气-蒸汽发射动力装置内高温高压超声速燃气中横向喷雾的气液两相流进行了数值模拟研究,气相采用RK(Runge-Kutta)-AUSM+(advection upstream splitting method+)格式求解Navier-Stokes方程,液相应用颗粒轨道模型,两相之间的耦合通过在气相...     

曲形槽道ABLE概念在超声速翼型减阻中的应用

发展了曲形槽道人工钝前缘(Artificially Blunted Leading Edge,ABLE)的概念并将其应用于菱形超声速翼型减阻,阐述了曲形槽道ABLE构型的优点以及减阻原理,采用数值模拟方法对不同参数的ABLE翼型进行了对比研究,数值结果表明,槽道参数设计合理时,能以较小的驻点热流值增量为代价,使本文所讨论翼型的最大升阻比提高20%左右;初步总结了曲形槽道ABLE用于超声速翼型减阻的规律。     

二元高超声速进气道内部阻力特性分析与研究

以二元高超声速进气道为研究对象,以数值模拟为手段,详细分析了该进气道内壁面上的压差阻力、摩擦阻力、总阻力随飞行马赫数的变化。接着用流线跟踪得到该二元高超声速进气道的分流面,研究了作用在该分流面上的附加阻力随飞行马赫数的变化。为了更准确地评价该进气道的阻力特性,采用了进气道的推力效率和推阻比两个概念,并且探讨了它们随飞行马赫数的变化。最后,分析讨论了作用在该进气道捕获流管上的实际总阻力随飞行马赫数的变化。     

蛇形进气道地面工作状态附面层抽吸试验研究

对一种蛇形进气道开展了地面工作状态下的抽吸试验研究,结果表明,在该状态下进气道出口截面的总压恢复系数较低、流场畸变较大。为此,本文采用附面层抽吸技术对其进行了地面抽吸状态下的流场控制试验研究。研究结果表明:(1)地面工作状态下,随着出口马赫数的增加,蛇形进气道出口截面的总压恢复系数不断下降,而稳态周向畸变指数、紊流度和综合畸变指数均上升,稳态径向畸变指数变化不大。本研究的蛇形进气道在出口马赫数为0.45时,总压恢复系数为0.90,综合畸变指数为13.85%,总压恢复较低,畸变较大,超出了一般航空发动机的承受范围。(2)与原型方案的地面抽吸试验结果相比,采用附面层抽吸技术后,进气道出口截面的总压恢复系数得到了提高。在出口马赫数为0.45,相对抽吸量为0.043时总压恢复系数提高了2.6%。     

三维典型超声速燃烧室流场数值模拟

超声速燃烧是实现以吸气式冲压发动机为动力进行高超声速飞行的关键技术之一.本文对三维超声速燃烧室流场进行了基于有限体积方法的并行数值模拟,还对JPNal三维典型超声速燃烧室内的激波诱导燃烧流场进行了数值模拟.控制方程为三维多组元带燃烧反应模型的Euler方程,空间离散采用二阶精度VanLeer迎风通量分裂格式,时间推进为考虑了化学反应特征时间的5步Runge-Kutta方法,燃烧反应为氢气/空气十反应模型.为提高计算效率,采用了基于区域分裂技术的并行计算.最后对比分析了单、双气态氢气喷流对燃烧室内流场结构及燃烧特性的影响.     

1.2m跨超声速风洞新型捕获轨迹系统研制

为提高武器干扰与分离特性测量的风洞试验能力,满足客户不断提高的试验需求,CARDC设计了一套1.2m跨超声速风洞新型捕获轨迹系统.简要介绍了新系统的设计和实现的主要技术指标以及应用情况,风洞调试结果表明,新系统在行程、试验效率、系统可靠性和试验M数范围等诸多方面有了很大进展.     

高超声速进气道流场的数值模拟

运用自主开发的数值模拟软件对高超声速进气道复杂内流场计算进行了数值模拟,以验证其对高超声速进气道流动模拟的适用程度。通过某二元高超进气道模型内流场,德国RWTH Aachen所公布的高超进气道模型内流场计算,对该软件描述高超声速进气道内波系反射相交、激波/边界层干扰、高反压下隔离段内激波串等复杂流动现象的能力进行了考核与分析。计算结果表明该软件能够描述高超声速进气道内复杂的流动现象,即使在进气道承受高的燃烧室反压时,仍具有较高精度。但该软件中的紊流模型不能较好地预报边界层分离,特别是对分离区的大小及其诱导激波的强度等的预测存在一定的误差,因此需要进一步的改进和完善。