飞机超声速机动飞行条件声爆预测方法

针对飞机超声速机动飞行条件下的超声爆问题,基于广义Tricomi方程建立了表征焦散线附近压力波强非线性演化过程的空间模型,采用伪时间步推进和算子分裂算法,结合时域和频域方法开发了可求解超声爆问题的计算程序ARI＿Superboom。构建的求解方法可分为3个步骤：首先,应用航空工业气动院自主研制的CFD软件ARI＿Overset在三维空间求解N-S方程,得到作为声爆远场传播初始值的近场空间压力分布;其次,基于自主研发的ARI＿Boom声爆预测程序开展射线追踪和声爆远场传播计算,获得焦散线及指定高度处声爆信号;最后,通过ARI＿Superboom预测程序获得焦聚区的地面超声爆信息。通过飞机超声速匀加速状态下地面产生的超声爆预测算例,验证了基于广义Tricomi方程建立的超声爆预测方法的可行性和准确性。     

基于预爆震管的旋转爆震波建立和传播过程研究

为研究预爆震管点火方式下旋转爆震波的起始和传播过程,采用动态压力传感器、离子探针以及高速摄影等实验手段,分析了旋转爆震波的建立过程,探讨了预爆震管与燃烧室的相互作用,总结了预爆震管出口直径、初始填充压力以及排气时间对旋转爆震波建立和传播的影响.研究表明:由于衍射作用,从垂直安装预爆震管传出的爆震波,在燃烧室内迅速发生解...     

动压式指尖密封工作状态及其影响的流固耦合分析

建立了动压式指尖密封流固耦合的模型和计算方法,对转子起动时该密封的工作状态进行了流固耦合仿真;研究了泄漏率、耦合面径向力随时间的变化情况;提出了稳态下评价该密封性能的参数——泄漏率和耦合面径向力;分析了工况条件及流层参数对性能参数的影响.研究发现:转子起动至稳定阶段时,泄漏率迅速减少达到稳定状态,耦合面径向力达到最大值后有所降低并最终趋于稳定,满足密封低泄漏、非接触的工作要求.该工作为开展动压式指尖密封性能优化奠定了基础.      

泄爆面积对连通容器预混气体泄爆影响的实验研究

在大小两个体积不等的球形容器和圆形管道组成的连通容器中,开展连通容器泄爆实验,研究连通容器等泄爆面积条件下的火焰传播和压力变化情况.结果表明:火焰从起爆容器加速传播到传爆容器,但由于容器的开口泄爆,火焰传播速率小于密闭爆炸的火焰传播速率;随泄爆面积的减小,连通容器的泄爆压力和压力上升速率均增加;连通容器爆炸受管道火焰加速和压力累积作用,在相同泄爆面积条件下,容器的最大泄爆压力和最大压力上升速率高于单个容器爆炸时的最大泄爆压力和最大压力上升速率,特别是当小容器为传爆容器时,差别更加明显,不能用单个容器的泄爆设计方法来指导连通容器的泄爆.     

煤油凝胶单液滴燃烧特性试验

利用二氧化碳激光器点火装置及高分辨率高速成像系统,开展了煤油凝胶单液滴在空气中的点火燃烧试验,观察了凝胶液滴在燃烧过程中的形态变化,为进行凝胶冲压发动机的总体设计提供依据。试验结果表明,煤油凝胶液滴的燃烧经历了煤油的蒸发燃烧、气泡产生、胶凝层形成、胶凝层破裂、微爆等物理化学过程,基本满足D²定律。分析了胶凝剂含量、硼含量对含硼煤油凝胶燃烧过程的影响。当硼含量一定时,随着胶凝剂含量的增加,含硼凝胶的稳定燃烧相对时间增加,但微爆过程更加剧烈;当胶凝剂含量一定时,随着硼含量的增加,含硼凝胶液滴的稳定燃烧相对时间缩短,微爆现象更加剧烈。     

基于探针的声爆测量风洞试验技术研究

风洞试验是开展声爆研究必不可少的技术手段,而从复杂的风洞试验环境中准确获取具有弱信号属性的声爆信号是风洞试验技术的关键。为研究暂冲式跨超声速风洞试验环境对声爆信号测量的影响,依托小型暂冲式跨超声速风洞,研制以干扰最小化针状探针为测量设备的试验装置,建立探针、模型独立运动的双运动试验系统,发展基于探针的声爆测量技术。以典型锥柱体模型为研究对象,对比了探针固定、模型移动和模型固定、探针移动2种试验方式所获完整声爆信号的差异,研究了锥柱体模型声爆传播规律和风洞背景流场对声爆测量的影响。结果表明：模型固定、探针移动和探针固定、模型移动2种试验方式相比,前者将引起声爆信号畸变,导致较为严重的声爆信号失真,后者得到的声爆信号曲线更为光滑准确,是相对更可靠的试验方式;风洞背景流场分布对声爆信号测量影响显著,声爆测量风洞试验须详细掌握风洞背景流场分布并尽可能保持其稳定,再在此基础上对模型、探针在风洞中的位置及模型与探针的相对位置进行严格选取。

     

NASA稳步推进低声爆超声速客机验证机计划

NASA在高速项目（High Speed Project）合同下正在开展X系列超声速客机验证机的初始概念设计,该项目开发了一系列新的基础技术以及测试设备和手段,这些都将为2020年前实现超声速民用飞行铺平道路。     

由火焰聚心和激波聚焦诱导的爆震波研究

通过对几种不同结构形式的爆震发生器进行数值模拟,研究了激波聚焦和火焰聚心现象、气动特性及其机理.数值计算采用多组分理想气体详细的化学反应机理、二维轴对称非定常流动Navier-Stokes方程来模拟流体动力学和化学动力学过程.数值计算表明用较低的点火能量对射流火焰燃烧器中可燃混合物点火,层流火焰在狭窄管壁作用下加速,射流火焰在轴线上汇聚过程有利于激波的加强,强激波加速火焰,在多重激波与火焰反复作用下,激波和火焰面之间出现热点,热点迅速放大并形成压力很高的过驱爆震波,而后衰减为稳定的爆震波,不同的激波聚焦腔爆震波的形成过程不同.通过对数值计算的结果进行分析,得到了起爆距离和稳定爆震距离,为进一步试验提供参考.     

喷管收敛-扩张角对爆震发动机性能影响分析

为了研究喷管收敛-扩张角对爆震发动机性能的影响,以氢气和氧气混合物为例,对不同喷管收敛-扩张角下的爆震发动机工作过程进行了数值模拟,结果表明,不同喷管收敛-扩张角对爆震发动机性能的影响并不相同。增大扩张角,喷管出口面积增大,推力投影面积增大,排气时间减少,喷管内压力下降较快。收敛角为5°或扩张角为5°时的爆震发动机性能较好。