气相化学反应与声学振荡的耦合机理数值研究

通过数值仿真方法针对液体火箭发动机内的气相化学动力学与振荡声场的热声耦合机理进行了研究。采用任意拉格朗日算法解耦流动与化学源项间的刚性。采用的多步总包反应机理考虑了底层的准稳态组分脉动。通过入口流量边界的流量脉动向燃烧室中引入纵向声波,并建立了冷流声学相似场模型以分析热声耦合效应的强度。研究发现:在线性小振幅声场中,气相化学动力学控制的释热系统与声学振荡无明显耦合激励;在非线性有限幅值声场中,燃烧室压力与释热波动出现“突跃”并表现为陡峭前沿波,气相化学动力学控制的释热系统与声学振荡发生耦合激励,反应流较其冷流声学相似场的压力振荡振幅增强约300%。最后分析了耦合激励发生的可能原因,提出了气相化学动力学体系的“释热分岔”假说。     

复燃对液氧煤油发动机尾焰冲击特性影响研究

为了研究复燃对液氧煤油发动机尾焰冲击特性的影响,建立了液氧煤油发动机尾焰冲击数值计算模型,并基于模型研究了喷管出口距离平板3m,5m两种工况下复燃对尾焰冲击特性的影响。结果表明:模型考虑了发动机内部燃烧对尾焰冲击特性的影响,计算得到了主射流区的激波结构;复燃增大了尾焰自由射流区和壁面射流区的高温区域,改变了自由射流区和滞止区的形状结构;平板壁面压力随着径向距离增大而逐渐减小,并且3m工况时在1.8m和2.5m处分别出现2.5倍环境压力和1.5倍环境压力的波动,5m工况时在2m处出现1.5~2倍环境压力的波动,在波动之后平板壁面上压力很快降为环境压力,复燃对5m工况的波动较3m工况影响大。     

幂律型流体撞击射流破碎特性直接数值模拟

凝胶推进剂的双股射流撞击雾化广泛应用于液体火箭发动机的燃烧室中,其破碎特征及雾化效果直接影响燃烧效率。为探究雾化特性的发展规律,采用直接数值模拟DNS方法,对射流速度为100m/s的剪切稀化非牛顿液体正交撞击产生的雾化特征、液体表面积、表面波、涡特性以及非牛顿特性开展研究。结果表明,射流下形成的雾化流场迅速扩张形成液膜,液膜两侧边缘破碎成大量的液丝与液滴,核心部分产生撞击波后在气体力的作用下逐步发展为带有凸起和褶皱的不稳定表面波,其撞击波波长最大可达2.46倍射流直径。液体表面积不断增长,但无量纲表面积总体呈现先下降再上升的趋势。气体中的涡量分布则分为有序附着区和无序爆炸区两类,并且涡量主要集中分布于气相区域。此外,射流撞击时产生强剪切使该液体内部的粘性系数下降,最低仅为初始粘性系数的0.3倍。     

无人机虚拟视景显示技术研究

基于无人机模拟飞行的虚拟视景显示技术是三维可视化显示研究的一个重点,虚拟视景实时同步显 示是三维可视化实现中必须解决的一个难题。本文分析了实现无人机模拟飞行三维虚拟视景系统的基本结构、 实现过程以及显示方式,提出了无人机模拟飞行三维虚拟视景可视化空间信息动态同步、多方位、多视角的显 示方式及显示的关键技术。     

低压涡轮动叶叶顶间隙泄漏流动特性数值计算

为了获得低压涡轮动叶叶顶间隙泄漏流动特性,采用数值方法研究带冠动叶叶顶间隙对低压涡轮级气动性能的影响。 对试验测量的扇形带冠叶顶叶栅气动性能进行数值计算,得到的叶栅总压恢复系数与试验数据吻合良好,验证了数值方法的可靠 性。对没有间隙和3 种动叶叶顶间隙条件下低压涡轮级的气动性能和动叶叶顶间隙泄漏流动特性进行对比分析。结果表明：带冠动 叶叶顶间隙增大导致转子叶尖的出口气流角增大和叶顶间隙泄漏量增加;涡轮级气动效率降低和叶顶间隙泄漏量增加与带冠动叶 叶顶间隙增大呈近似线性变化;在相同叶顶间隙条件下,出口马赫数对叶顶间隙泄漏量的影响较小;随着涡轮级出口马赫数的提 高,出口气流角度减小。     

基于欧拉方法的2 维翼型冰晶结冰数值计算

针对现有航空发动机冰晶结冰试验方法存在数据采集困难,且难以揭示冰晶结冰机理问题,对某楔形翼型进行冰晶结 冰数值计算。采用S-A 湍流模型获得流场结果,应用欧拉方法获得冰晶和液滴轨迹结果,基于Messinger 模型获得冰形,并以 NASA-NRC 的第139 号试验结果验证了数值方法的可行性。结果表明：在其他工况相同时,压力越低（飞行高度越高）,冰晶/ 液滴蒸 发越强烈,结冰情况越严重;分析不同液态水含量与总水含量比例（CLW/CTW）对结冰的影响可知,液态水过少或过多都不利于冰层形成。     

高空模拟试车台动静架新型篦齿密封结构研究

航空发动机高空模拟试车台(简称高空台)动静架连接处存在气流泄漏或注入现象,导致低温试验时湿空气进入发动机,影响试验安全。针对该问题,根据理论分析和数值仿真,设计了一种基于中段进气的新型篦齿密封结构,建立了高空台动静架连接结构数值模型,分析了篦齿密封流场特性及泄漏特性。当进气口处于理想零泄漏状态时,控制口压力与进气口压力成正比;当控制口进气时,温度对封严效果基本无影响。本研究为减少高空模拟试车台动静架连接处主流道流量损失、提高试验安全系数,提供了一种新的高效密封结构。     

壁面催化效应对高超声速气动热影响研究

高超声速飞行器壁面催化效应会导致激波层中原子在壁面处复合释热,加剧周围气动热环境。针对高超声速流动壁面催化特性,选择不同飞行马赫数及高度条件,采用完全催化和非催化两种条件对球锥模型壁面热流率进行数值模拟计算,研究壁面催化效应对气动热的影响规律。结果表明,固定飞行高度时,壁面催化效应对气动热的影响随马赫数增加而加强,Ma=25条件下驻点处完全催化与非催化热流比值高达1.92;固定飞行马赫数时,在50km高空以上壁面催化效应对气动热的影响随高度增加而减弱;壁面催化效应不仅会影响壁面附近的流场特性及组分分布状态,而且对整个激波层都有一定的影响作用。     

超声速膨胀角入射激波/湍流边界层干扰直接数值模拟

为了揭示膨胀效应对激波/湍流边界层干扰区内复杂流动现象的影响规律,采用直接数值模拟方法对来流马赫数2.9、30°激波角的入射激波与10°膨胀角湍流边界层相互作用问题进行了数值研究。系统地探讨了激波入射点分别位于膨胀角上游、膨胀角角点和膨胀角下游3种工况下膨胀角干扰区内若干基本流动现象,如分离泡、物面压力脉动及激波非定常运动、湍流边界层统计特性和相干结构动力学过程等。结果表明,激波入射点流向位置改变对分离区流向和法向尺度的影响显著,尤其是当激波入射点位于角点及其下游区域。研究发现,膨胀角干扰区内物面压力脉动强度急剧减小,分离区内压力波向下游传播速度将降低而在膨胀区内将升高,膨胀效应极大地抑制了分离激波的低频振荡运动。相较于入射激波与平板湍流边界层干扰,入射激波流向位置改变对膨胀角再附区速度剖面对数区及尾迹区影响显著,将导致其内层结构参数升高而外层降低,近壁区内将呈现远离一组元湍流状态的趋势。此外,流向速度脉动场本征正交分解分析指出,主模态空间结构集中在分离激波及剪切层根部附近而高阶模态以边界层内小尺度正负交替脉动结构为主。低阶重构流场结果表明,前者对应为分离泡低频膨胀/收缩过程而后者表征为分离泡高频脉动。