气旋现象对气体静压轴承微振动影响的实验

气体静压轴承是气浮系统的重要组成元件,其气膜自激微振动会降低气浮系统的工作精度和刚度特性。为了进一步提高气体静压轴承的工作精度和稳定性,在分析轴承内部气膜波动形成机理的基础上,开展了数值计算及实验研究。不仅验证了气旋分布规律和气旋中心压降的存在可靠性,并且有力证明了气膜支撑区域内沿流动方向存在的分区现象。结合实验进一步分析了影响高压区气旋强度和分布位置的可能因素。结果表明:供气压力、供气孔径和气腔结构都分别对气旋的位置和强度有各自不同的影响规律;而主气旋的核心位置和内外压差造成的压力脉动又会直接决定气体静压轴承微振动的强度和频率特征。      

进口旋流周向位置对高压涡轮进口导叶气动特性的影响

为了揭示旋流周向位置对下游进口导叶(IGV)气动特性的影响机理,采用数值模拟方法计算并分析了进口旋流在多个不同周向位置处时旋流与通道内二次流的相互作用原理,进而重点分析了3个典型位置算例中的二次流动、涡系结构和熵增情况。研究表明:进口旋流与通道内固有二次流动之间的相互作用及黏性耗散是旋流所造成损失的主要原因;通道损失最大的工况不在旋流正对叶片头部时出现,而是在旋流靠近叶片头部近压力面一侧时产生;此外,旋流与通道涡相互作用,在进口旋流达到一定强度时会在叶片尾缘附近形成诱导涡。      

Experimental research on rotating detonation with liquid hypergolic propellants

This paper describes experimental research into the initiation and propagation of rotating detonation for liquid Nitrogen TetrOxide (NTO) and liquid MonoMethylHydrazine (MMH). An annular rocket-type combustor without nozzle was designed to investigate detonation combustion. The propellants were injected through unlike impingement injectors. The combustion flame fronts and pressure waves were detected using optical diagnostics and dynamic pressure sensors, respectively. The propagation of rotating detonation was established spontaneously by increasing the mass flow rate of propellants. The velocity of propagation of the flame fronts and pressure waves was nearly equal and reaches supersonic speed. Two different detonation combustion patterns are present, single wave mode and double waves mode. And in double waves mode, the two detonation waves are always counter-rotating. The possibility of rotating detonation initiation in a combustor with nozzle was also checked. Stable rotating detonation can be initialized and sustained at similar operating conditions.     

横向射流影响缓燃向爆震转捩过程的试验研究

为探究横向射流对缓燃转爆震过程的影响,在高为20 mm,深为6 mm,总长为810 mm的矩形通道内进行了横向射流加速起爆的单爆试验。采用甲烷和氧气的预混气为反应物,点火源为点火能量为50 mJ的弱火花塞点火。垂直于主流的横向喷射孔径为1 mm,喷射介质为与反应物同浓度的混气。试验主要研究射流延迟时间、射流位置、射流数量和射流分布形式对起爆特性的影响。结果显示,射流各喷射位置下均存在相应的最佳射流延迟喷射时间使得预混气的起爆时间最短。射流位置分别位于距点火区90、270 mm处的平行双射流和90、180 mm处的交错射流均具有最短的起爆时间,约为1 ms。     

局部催化特性差异对气动热环境影响的计算分析

高温气体非平衡效应及其壁面催化效应对高超声速飞行器气动热环境造成显著影响,是当前高超声速飞行器气动热环境预测和热防护设计的关键问题之一。考虑高温空气离解与电离等化学反应、气体分子热力学激发、流动中的非平衡效应和壁面催化效应,通过数值求解三维热化学非平衡Navier-Stokes方程和壁面处质量、能量平衡关系,完善了高温气体热化学非平衡流场有限催化气动热环境数值计算方法和计算程序,采用典型算例进行了考核验证。在此基础上,开展了不同条件下高超声速飞行器热化学非平衡流场气动热环境数值模拟,分析局部催化特性差异对气动热环境的影响。研究表明：所建立的高超声速飞行器热化学非平衡流场有限催化气动热环境数值计算方法及程序,其数值模拟结果与飞行试验、文献符合;局部催化特性差异会导致热流跳变,其热流跳变量与催化特性差异量、材料分布方式等有关;催化特性差异较大时,局部区域热流可能远远高于飞行器全表面完全催化的热流结果,此时将飞行器在全表面完全催化（FCW）和完全非催化（NCW）条件下的数值模拟结果作为实际飞行过程中表面热流的上、下限这一简化处理方式,是不可取的。     

考虑燃料雾化的气液两相连续旋转爆轰数值模拟

为研究气液两相连续旋转爆轰发动机燃烧室内爆轰波的传播特性,以汽油为燃料,富氧空气为氧化剂,建立了欧拉-拉格朗日模型进行二维数值仿真,其中气相方程采用时空守恒元与求解元方法求解,液相方程采用标准四阶龙格库塔法求解。在两相旋转爆轰模型还考虑了液滴雾化破碎过程。计算结果表明：起爆后形成的初始爆轰波经过初始燃料填充区域后逐渐衰减,随后入口附近新生成的压力波经过一系列发展形成了自持稳定传播的旋转爆轰波;旋转爆轰波的传播模态受燃料与氧化剂的喷注压力和氧化剂填充比影响,在不同工况下旋转爆轰波呈现出4种传播模态,即稳定单波模态、稳定双波模态、不稳定双波模态和不稳定单波模态;在双波模态工况下,燃烧室内初始只形成1个爆轰波,后由入口附近局部爆炸产生的压力波发展为新的爆轰波,转化为双波模态后爆轰波的强度略有下降,但燃烧室整体推力更加平稳。     

前缘钝化和化学非平衡效应对斜爆震发动机进气道特性的影响

为了探究前缘钝化、化学非平衡效应对斜爆震发动机进气道的工作性能及出口温度边界层分布的影响,采用热完全气体、化学非平衡气体两种模型对不同顶板、唇口前缘钝化半径下斜爆震发动机进气道进行数值模拟,结果表明：相比基准进气道,钝化后进气道上壁面温度边界层厚度较大,下壁面温度边界层厚度较小;在化学非平衡气体模型下,顶板前缘钝化半径(R1)>2mm时进气道的顶板附近和分离区内离解反应较为明显,唇口前缘钝化半径(R2)>2mm时进气道的唇罩、唇口板附近离解反应较为明显;当钝化半径≥4mm时,两种气体模型下进气道出口总压恢复系数和静温的相对变化量绝对值大于0.5%,有必要考虑化学非平衡气体效应对进气道出口性能的影响。     

中国上空民航飞机NOx排放分布再探

对1998年旺季(4月~10月)的中国上空民航飞机的NOx排放量及其分布进行了评估,并结合国内外有关数据进行了分析和比较.结果表明,目前中国的商业飞行所造成的NOx排放主要集中在(大)城市上空,各城市上空的大气污染程度有很大的不同,且这些城市上空的NOx含量沿高度方向由地面向高空递减;就自身发展来看,目前的高空飞机NOx排放量已比6年前增加1倍多;从横向比较来看,目前中国几个大城市上空飞机的NOx排放量已达到并超过6年前全球空运发达地区的排放量,应引起有关部门的高度注意.      

气体二次喷射推力向量控制数值仿真

采用基于Favre平均的三维N-S方程和k-ε湍流模型对固体火箭发动机气体二次喷射推力向 量喷管复杂干扰内流场进行数值模拟;采用三阶精度空间差分格式和隐式Jacobi时间点迭代 方法进行求解;借助数值模拟技术对气体二次喷射推力向量喷管方案进行了初步探索,研究 了不同喷射条件对气体二次喷射流场特征及侧向控制力的影响作用;研究表明,二次喷射气 体喷射孔位置、总温及总压等因素对侧向力影响具有耦合作用,合适的喷射孔位置和高温燃 气以及较大喷射总压都能有效增加侧向力及向量角;燃气二次喷射系统具有较高的效率;侧 向力随二次喷射流总压增加而线性增大.      

脉冲爆震火箭发动机收敛扩张喷管数值模拟

排气喷管是脉冲爆震火箭发动机(PDRE)的重要部件,对提高发动机的推进性能起着重要的作用.应用特征线法给出一维CJ爆震波在理想爆震管内传播过程的解析解.对爆震波到达爆震管口后,发动机的非定常排气过程进行了二维轴对称数值模拟.数值模拟结果形象地反应了非定常流场的演变,详细讨论了激波和涡等的发展变化过程.所选用的收敛扩张喷管能够提高发动机性能达到18.24％.