运动激波引射高温燃气的数值研究

本文从一维非定常守恒方程出发,用Ｒｉｃｈｔｍｙｅｒ－Ｌａｘ－Ｗｅｎｄｒｏｆｆ格式研究了夹膜方式,夹膜位置,破膜压力和破膜延时对激波引射高温燃气参数的影响。结果表明：在激波风洞组合设备中,用引燃激波管模拟亚燃室开展双燃式煤油超燃研究的方案是可行的,引燃激波管布置的建议方案是;单膜片,膜片位于管子右端出口处,破膜压力尽可能低、破膜延时尽可能小。     

“火龙出水”

这是一种极具战略威慑力的新概念武器,它的名字叫火龙出水。它完全不同于一般的现役各型战略导弹的打击方式。一般的战略导弹打击方式,不论是弹道导弹还是巡航式导弹,都是点火发射后导弹直接飞向预定打击目标的。这种打击方式,导弹飞行时间和路程都较长,或多或少还不是那么隐蔽和快速,至少会给敌人一定的拦截时间和防范机会。火龙出水不是直接飞向预定打击目标,而是间接去打击预定敌方目标。     

超声速可压缩火焰面模型的研究进展

火焰面类模型最初是针对低速流动提出的湍流燃烧模型,本文针对其向超声速可压缩流动的推广研究进行了综述。对于火焰面模型,其数据库建立时环境压强为常数以及静焓与混合分数线性关系的假设在超声速流动中均不适用。数值实验发现:一方面,数据库中主要组分浓度对于环境压强的变化并不敏感,但中间产物浓度在不同压强下变化明显;另一方面,静焓与混合分数偏离线性关系这一因素所引起的火焰面模型获得的温度场差别很小。对于火焰面/进度变量模型,其数据库中进度变量的化学反应源项对于压强和静焓-混合分数关系的变化则很敏感,现有考虑这一影响的可压缩修正主要是通过针对利用未经修正的数据库PDF积分后的平均源项进行标度来实现。数值结果表明,可压缩标度方法可有效考虑高马赫数效应对进度变量源项的影响,从而改善火焰面/进度变量模型对超声速燃烧流动的模拟精度。     

基于IPDG方法的超声速混合层流动数值模拟

为了满足超声速混合层高精度模拟需求,实现了基于内罚方法的间断伽辽金(IPDG)方法数值模拟.通过将黏性通量作为辅助变量使得Navier-Stokes方程降阶,并利用间断伽辽金方法进行空间离散,最后采用Newton-Krylov隐式方法对空间半离散方程进行时间推进.相对于有限体积法数值精度提高到了 3阶.将该方法应用于对...     

基于Driscoll凹腔稳焰模型的超声速燃烧火焰稳定尺度效应研究

为了研究超声速燃烧室尺度放大后,保持火焰稳定边界相对于基准燃烧室不变,凹腔火焰稳定器几何参数应遵循何种放大准则的问题,基于已有的Driscoll凹腔稳焰数学模型,采用典型的单凹腔矩形截面燃烧室作为基准燃烧室,分别计算基准燃烧室在贫燃和富燃状态时的火焰稳定准则数DaNP,再按照燃烧室尺度放大定义写出尺度放大燃烧室的稳焰准则数表达式Da''NP,将稳焰边界不变作为约束条件,构建尺度放大准则方程式DaNP= Da''NP,求解准则方程式获得凹腔几何参数放大准则表达式,绘制准则特性曲线,分析归纳近似准则,并通过数值计算方法初步验证准则的有效性。采用Driscoll凹腔稳焰模型的尺度效应分析结果表明,燃烧室放大一定倍数n后,无法通过调整凹腔长度和深度放大倍数k1和k2使得贫燃熄火边界保持不变;但是,可以通过调整参数k1和k2使得富燃熄火边界保持不变,此时凹腔几何参数遵循的放大准则近似为 k1≈k2≈n1/4。     

端壁吸/吹气对超声速压气机叶栅流场影响机理的对比研究

附面层吸/吹气是抑制流动分离、提高压气机叶片负荷的有效技术途径。针对超声速压气机叶栅内激波诱导的角区分离,分别采用多种不同的端壁吸/吹气方案对其进行流动控制,旨在探索端壁吸/吹气对激波干涉下角区分离的控制机理,并对比分析端壁吸/吹气对超声速压气机叶栅角区分离的控制效果。结果表明:在激波/端壁附面层干涉下,该超声速压气机叶栅内存在大范围的激波诱导角区分离,角区分离使得该超声速叶栅存在强三维效应,二维叶栅中的单正激波变为"斜激波+正激波"结构,叶中吸力面尾缘开式分离变为闭式分离;端壁吸气可有效抑制该超声速叶栅的角区分离,吸气后近端壁区损失系数大幅降低,最优端壁吸气缝方案的起始点与亚声速压气机叶栅相同,但端壁吸气后叶中的双激波结构变为单正激波结构,叶中流动分离增大;端壁吹气也可有效抑制角区分离,其控制效果略优于端壁吸气,其原因是吹气缝处的静压高于吸气缝,对激波的增强作用弱于端壁吸气;与端壁吸气方案不同的是,最优端壁吹气缝方案的起始点位于叶片前缘。     

不同PDF模型在超燃冲压发动机数值模拟中的应用

湍流与燃烧相互作用对复杂超声速燃烧流场产生影响,基于设定型PDF(ProbabilityDensityFunction)模型对其不同分布模型进行研究。考虑温度和组分联合概率密度函数,采用β-PDF和δ-PDF方法对HF2直连式发动机模型进行模拟,并与该发动机风洞试验数据进行对比。结果表明:无论是定量还是定性分析,两种PDF方法的预测结果与实验结果吻合好,说明湍流与化学反应相互作用不能忽略;采用β分布的算例壁面压强分布结果与实验结果吻合更好,燃烧效率更高,更能够捕捉湍流对于化学反应的影响。     

导弹模型后体横向喷流干扰特性

通过在2m×2m超声速风洞开展横向喷流静态测力和油流显示试验,获取了来流马赫数为1.5~4.0、迎角为-8°~27°、喷流静压比为5~17.6及不同喷口位置等参数对横向喷流干扰的影响规律,结合数值模拟获取了模型表面极限流线和喷口附近干扰流场结构,进而研究了导弹模型强迫运动下的横向喷流干扰特性。结果表明:在模拟参数范围内,位于导弹模型后体的横向喷流均产生有利干扰;来流马赫数越大,干扰放大因子随迎角变化越剧烈,静压比升高导致干扰放大因子减小,“单独向上喷流”干扰程度大于“单独向下喷流”;强迫运动条件下基本气动特性和干扰均出现动态迟滞,干扰放大因子尤其在大迎角和下俯过程中明显偏离固定迎角值,表明模型运动对横向喷流干扰特性影响较大。      

碳氢燃料超声速燃烧室火焰稳定机制研究

在来流总温1085K、进口马赫数2.0下开展了煤油燃料超声速燃烧试验,使用高速摄像观测了火焰的形态和结构,采用平面激光诱导荧光技术（PLIF）观测了煤油和OH的分布,结合数值模拟结果分析了燃烧室的火焰稳定机制。测量结果显示:燃烧反应主要发生在射流的下游区域和凹槽区域内,随着燃料当量比的增加,火焰传播角度及火焰向主流的穿透高度增加。数值模拟结果与实验测量吻合较好。火焰稳定机制分析显示:液态煤油喷入燃烧室内,主要分布在下壁面附近的流场中,燃烧产生的高温燃烧产物通过凹槽剪切层与回流区之间的相互作用,进入凹槽并为剪切层中的空气-煤油混合气体提供稳定的热量和中间产物,使得火焰基底能够稳定在剪切层内,并以相对固定的角度向主流流场中传播。     

解离效应对超燃冲压发动机燃烧与传热的影响特性研究

为了分析高温解离效应对超燃冲压发动机燃烧和传热的影响,在超声速流动与燃烧一维理论模型的基础上,提出了"解离效率"的概念,建立了一种对高温燃气解离吸热效应进行量化评估的方法和发动机流动理论分析模型.应用该模型对日本宇宙航空研究开发机构M12-02发动机模型进行了研究,定量分析了解离效应对飞行马赫数12条件下超声速燃烧流动...