马赫数为6的高超声速钝锥湍流边界层空间演化的直接数值模拟

首先求解了来流马赫数为6的零攻角高超声速钝锥边界层的层流基本流场,在选定的计算域入口引入一组有限幅值的T-S波扰动,用高精度差分格式对流动进行了直接数值模拟.引入的扰动触发了转捩,从而得到了空间模式下的湍流边界层.研究了湍流平均场与脉动场的统计特性,给出了相干结构的流动显示图,并对强雷诺比拟的结论进行了检验.     

锥—柱体跨声速绕流的物面侧体激波系

本文在实验结果基础上讨论了锥-柱体跨声速飞行时物面上产生的侧体激波系。分析了波系分布随来流M_∞数的变化;讨论了波系形成与流场内部流动机制的关系,进而解释了波系形成原因;建立了波系的一种模拟方法。最后,阐述了侧体波系研究在实际应用中的重要性。     

烧蚀滞后效应引起的钝锥滚转力矩

当有迎角钝锥相对于风坐标转动时,由于烧蚀滞后效应将产生滚转力矩。本文基于适当的力学模型和近似分析导出了该滚转力矩系数的解析表达式,表明该系数与α２ｓｉｎε成正比。根据结果得到的系数模数的量级是１０－６。文中还分析了它与各主要物理量的关系。     

中心锥喷管喉道比参数对旋转爆轰燃烧影响的数值研究

旋转爆轰发动机的推进性能与尾喷管的设计有关。为探究中心锥喷管的喉道比参数如何影响旋转爆轰波的传播模态及旋转爆轰发动机的推进性能,采用三维欧拉方程结合氢气/空气基元反应模型,对不同喉道比参数下的旋转爆轰发动机进行了数值模拟与流动分析。数值结果显示,随着喷管喉道比的减小,旋转爆轰波依次呈现出稳定单波模态、单双波交替的混乱燃烧模态和爆燃燃烧模态。研究发现,喉道处产生的反射激波是影响RDW传播模态的关键因素。随着喉道比的减小,反射激波强度逐渐增强,并与新鲜来流混气作用引发局部热点,使单波模态转变为单双波交替的混乱燃烧模态;随着喉道比进一步减小,反射激波的高压作用使爆轰波熄爆,燃烧模态转变为爆燃燃烧。对推力性能的进一步分析表明,单波模态下发动机的推进性能随喉道比的减小而增强,且明显好于混乱模态和爆燃模态。     

密切曲面内锥乘波前体进气道设计和试验研究

介绍了密切曲面内锥乘波前体进气道(Osculating Inward turning Cone Waverider Inlet,OICWI)的一体化设计方法,对该型乘波前体进气道的性能进行了数值分析,针对该型一体化乘波前体进气道完成了风洞试验研究。理论设计结果和设计状态无粘模拟结果一致,设计状态下的计算结果表明,前体进气道具有较高的总压恢复、较好出口流场均匀度及较高的流量捕获率。试验研究结果表明,改型一体化前体进气道在马赫数5~7条件下顺利启动,流场波系及压力分布同数值分析结果吻合。     

燃油总管及喷嘴特性试验研究

为了研究航空发动机燃油总管流量特性以及喷嘴在不同进口压力条件下的喷雾周向分布特性等,对某型发动机的燃油总管及大、小燃油喷嘴特性进行试验。采用称重法,研究不同供油压力下燃油总管和喷嘴的流量特性以及单个喷嘴的燃油周向不均匀度;采用高速摄影仪对单个喷嘴喷雾锥角随供油压力变化及喷嘴主油路顶开压力进行试验测量。试验结果表明:随着供油压力增大,各喷嘴燃油流量逐渐增加,燃油总管流量也随之增加;大、小喷嘴燃油周向不均匀度较差,并且随着供油压力提高而增大;大、小喷雾锥角随供油压力的提高而增大,在主油路打开之后随着供油压力继续提高变化较小;获得了大、小喷嘴的主油路顶开压力分别为1.001、0.883 MPa;大流量喷嘴常规特性要优于小流量喷嘴的。     

损失锥电子速度分布激发的哨声波

利用一维粒子模拟方法研究了损失锥电子速度分布激发的哨声波非线性演化过程, 并与双麦克斯韦电子分布激发哨声波的情况进行了比较. 结果表明, 这两种情况下, 在线性增长阶段哨声波的主导频率 (能量最集中的一个频率) 是一样的, 波动的激发使得平行于背景磁场方向的电子温度有所提高. 比较而言,在损失锥分布情况下, 哨声波具有主导频率的波模可较早地被激发, 而在线性增长阶段, 哨声波的能量更倾向于集中在高频(短波长)波段. 部分粒子被散射到损失锥中, 而使损失锥分布得以补充. 本文还研究了不同各向异性分布和磁场强度条件下的激发过程.     

直射式气动雾化喷嘴对燃烧室性能的影响

为了深入分析燃油喷嘴对燃气轮机燃烧室性能的影响,针对燃气轮机燃烧室中的直射式气动雾化喷嘴开展了数值模拟,获得了气流流量、燃油流量和气液比对雾化性能的影响规律,喷嘴的雾化性能参数包括雾化粒径和雾化锥角。结果表明：气液比和气流流量对该型喷嘴的雾化性能有显著影响,燃油流量对雾化性能的影响较小;气液两相间相对速度是影响该型喷嘴雾化性能的决定因素,相对速度增大有利于减小雾化粒径,并增大雾化锥角;气流流量和气液比的增大均有利于雾化粒径的减小,燃油流量的增加将使雾化粒径增大;增大气流流量、气液比和减小燃油流量均可使雾化锥角增大;该型喷嘴的雾化锥角变化范围为30.12°～41.24°,雾化粒径变化范围为131.46～ 186.52 μm。喷嘴可实现在较小的雾化锥角变化范围内获得较宽的雾化粒径变化,以此匹配燃气轮机燃烧室不同工作状态,具有较高的实用价值。     

喷射压力对同轴旋转射流喷雾锥角影响的实验研究

为了研究同轴旋转射流喷雾锥角的变化规律,设计了喷雾实验装置和同轴旋流喷注器。采用水和乙醇分别代替氧化剂和燃料,利用高速摄影系统对喷雾过程进行观测,分析不同喷射压力下喷雾锥角的变化规律。实验结果表明:内外两路同时喷雾时,喷雾锥角随着外路喷射压力的增加而增大,锥角值从81.6°增加至102.3°;但内路喷射压力增加后,喷雾锥角反而减小,从102.5°降低到94.8°。这个变化规律与单路旋流喷嘴的情况有所不同。将实验结果与通过动量定理推导出的理论公式进行对比,发现喷射压力小于0.2MPa时,实验值与理论公式吻合较好;随着喷射压力的增加,喷孔内液体的湍动能对喷雾锥角的影响逐渐增加,导致实验值与理论公式的偏差逐渐增大,喷射压力增加至0.6MPa时,实验值比理论值大10°左右。实验还研究了内路出口缩进对喷雾锥角的影响,结果显示随内路出口缩进长度的增加,喷雾锥角呈现先减小后增大的变化趋势。     

密切曲面内锥乘波前体进气道设计和试验研究

介绍了密切曲面内锥乘波前体进气道（Osculating Inward turning Cone Waverider Inlet,OICWI）的一体化设计方法,对该型乘波前体进气道的性能进行了数值分析,针对该型一体化乘波前体进气道完成了风洞试验研究。理论设计结果和设计状态无粘模拟结果一致,设计状态下的计算结果表明,前体进气道具有较高的总压恢复、较好出口流场均匀度及较高的流量捕获率。试验研究结果表明,改型一体化前体进气道在马赫数5～7条件下顺利启动,流场波系及压力分布同数值分析结果吻合。