腹下后置大偏距S弯进气道气动特性试验研究

对一种腹下后置大偏距S弯进气道进行高速风洞试验研究,得到了该进气道的工作特性:(1)随着流量系数的增加,进气道出口总压恢复系数略有下降,稳态周向畸变指数、紊流度和综合畸变指数均上升;当流量系数较大或较小时,进气道出口气流总压脉动均存在局部峰值。(2)在试验研究范围内,来流马赫数和侧滑角的变化对进气道性能影响不大;随着迎角的增大,总压恢复系数有所上升,畸变指数有所下降。(3)进/发匹配点处,进气道出口气流总压脉动功率谱密度分布呈现白噪声特征,对进气道/发动机匹配工作是有利的。     

2m×2m超声速风洞全挠性壁喷管气动设计及动态调试结果分析

中国空气动力研究与发展中心自行设计的2m×2m超声速风洞于2010年底建成,它是一座直流、暂冲式风洞,采用了全挠性壁喷管技术.喷管总长18m,具有马赫数1.5~4.0的十多个型面,每个型面通过24对撑杆的伸缩实施成型.该喷管的气动设计采用了具有连续曲率的Sivells设计方法,并用Maxwell方法对其进行了边界层修正.该喷管采用实验影响法进行了喷管型面的动态调试,个别型面还采用了二次修正.调试结果显示,在各设计马赫数下,试验段模型区流场指标均优于GJB先进指标,表明该喷管的气动设计是成功的.     

一种进气道自起动特性检测方法

发展了一种应用于激波风洞中快速检测高超声速进气道自起动能力的实验方法.该方法通过在隔离段内预先设置轻质堵块,迫使进气道在风洞运行初期不起动,待堵块被吹出后,流道恢复畅通,进而考察进气道是否具有起动能力.实验采用高速纹影拍摄同步壁面压强测量的手段,对二元高超声速进气道的起动特性进行了研究.通过对纹影照片以及相应的壁面压强信号的分析,对所发展的自起动检测方法的可靠性进行了考核,并进一步研究了内收缩比对进气道起动特性的影响.在激波风洞中获得了进气道自起动过程以及起动/不起动双解区的流场特征和相应的壁面压强变化历程.     

乙烯超声速燃烧的数值模拟研究

利用Fluent软件、ISAT算法与由CARM(Computer Assisted Reduction Method)简化而来的11组分、7步反应的乙烯简化机理对碳氢燃料/空气的超声速燃烧问题进行数值模拟.研究结果表明这种方法是可利用的.计算得到的压力数据与试验压力值可以比较.     

边条翼下进气道与飞机一体化流场特性的研究

利用雷诺平均可压缩N-S方程以及可实现k-ε模型,对边条翼下进气的飞机进行了内外流场的气动耦合计算,研究分析了边条翼下进气道进口处的局部流场特性,说明了局部流场特性随攻角变化的关系,数值模拟与实验结果吻合较好.通过改变进气道的流量系数,分析飞机流场的变化,重点阐明了进气道流量系数对边条涡破碎位置的影响以及机理,即:进气道流量系数越低,涡的破碎位置就越提前,会影响飞机的气动性能.这为今后进一步研究奠定了坚实的基础.     

固体火箭冲压发动机进气道三维数值模拟

基于RANS平均的N-S方程、标准k-ε双方程湍流模型,利用FLUENT软件对某型固体火箭冲压发动机进气道内外流场进行了三维数值模拟.研究了不同马赫数下进气道前体、入口、进气道出口流场和流动特性;考虑了弹体,缩比,网格划分对进气道流场出口参数的影响.模拟结果表明:随着飞行马赫数的增加,由前缘点产生的激波逐渐靠近弹体,进气道内部总压恢复系数降低,在进气道出口处压力比较高,出口流场基本均匀.      

抽吸位置对高超声速进气道起动性能的影响

对某典型二元高超声速进气道流场进行了二维数值模拟,研究了抽吸位置及抽吸流量对进气道性能的影响.结果表明:抽吸可以有效地改善进气道起动性能,但不同的抽吸位置改善效果不同.在内压段抽吸时,抽吸流量越大进气道的起动性能改善越明显;外压段抽吸可以有限地改善进气道的起动性能.抽吸孔布置在喉道前压力随马赫数变化较大的区域时,能够实现抽吸流量随来流马赫数的变化自动调节,更好地改善起动性能.对气动性能影响方面,外压段抽吸可以提高进气道的压缩效率,内压段和隔离段抽吸均使压缩效率变小.      

超燃燃烧室流场计算方法比较分析

采用准一维流动模型、轴对称方程、三维数值模拟方法结合13组分、32反应氢燃料反应机理计算了"等直段+扩张段"燃烧室内超声速燃烧问题.结果表明准一维流动模型与三维数值模拟方法的计算结果反应了主要气动参数变化规律;除预燃激波串区域外,计算数据与试验数据吻合良好;准一维流动模型计算快速、适应性强;三维数值模拟方法给出了详细流场细节,所需计算时间长.针对两种模型特点,在超燃燃烧室设计过程中应有机结合协同工作.      

一种带前体的高超声速矩转圆形进气道研究

对一种带前体的高超声速矩转圆形进气道开展了数值仿真及高焓脉冲风洞试验研究。结果表明：(1)来流马赫数为6时进气道出口马赫数为2.60,总压恢复系数为0.40,增压比为39.8,流量系数为0.769;来流马赫数为5时进气道出口马赫数为2.28,总压恢复系数为0.45,增压比为19.7,流量系数为0.643;(2)超声通流时,内通道上、下壁面静压大幅波动;(3)隔离段内较强的横向压力梯度使得进气道出口流场畸变较大;(4)前体横向溢流较大,对进气道性能不利;(5)数值仿真与实验结果吻合较好,验证了计算方法的可靠性。     

当量比对单凹腔超燃燃烧室流场影响的三维数值模拟

 采用有限体积形式的上下三角分解（LU）隐式格式和k-g湍流模型,求解了多组分的N-S方程组。以北京航空航天大学宇航学院直连式超燃实验台的煤油燃烧实验为算例,开展了当量比φ＝0.32~0.97下5个工况的煤油超声速燃烧流动的三维并行数值模拟。计算结果表明：燃烧主要发生在煤油喷嘴所在的下壁面附近,流动出现亚声、超声的分层现象,高当量比工况下燃烧放热形成高的反压时,凹腔所在的燃烧室段出现激波串流动结构。计算得到的壁面压力分布曲线与实验结果符合良好。