二元进气道非均匀超音来流试验研究

介绍一种二元进气道模型在非均匀超音来流中的初步研究结果。试验在DLR小型超音风洞上进行。为造成非均匀来流条件,试验中将部分或全部试验段顶壁附面层引入进气道模型。结果表明,进气斜板产生的头激波与来流附面层相互作用的性状在不同的附面层隔道下变化极大。随隔道高度增加,激波附面层相互作用距离L起初亦增加,当全部附面层被排移后,L大幅度下降。与均匀来流试验结果相比较,当来流顶壁附面层全部被进气道吞入时,该进气道总压恢复σ及质量流率m分别降低18％及15％(M_∞=2.19),同时出口面总压畸变大幅度增加。文章分析了原因及对进气道性能影响的强度。     

三维湍流高速进气道内外流场的高效高分辨率解

本文提出一种高效、高分辨率求解三维复杂流场的隐式算法，并成功地用于求解高速进气道内外流场的三维、可压缩、雷诺平均Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程组，获得了三个工况五种流场的三维数值解；与有关实验数据比较，结果令人满意。这种算法由Ｊａｍｅｓｏｎ－Ｔｕｒｋｅｌ的ＬＵ分解法和张涵信ＮＮＤ格式的数值通量耦合而成，湍流采用ＢａｌｄｗｉｎＬｏｍａｘ模型。大量数值计算表明，该算法能捕捉到复杂的激波系，有较好的激波     

超声速进气道在亚临界条件下的附加阻力的计算

以二波系轴对称外压式超声进气道为例,说明进气道在亚临界工作状态下的脱体激波位置和附加阻力系数的英美计算方法及俄罗斯的附加阻力系数计算方法,两种方法的计算结果与实验数据的比较表明了该算法的有效性,并对两种算法的特点进行了比较和分析。     

块结构的MUSCL算法求解三维进气道流场

本文将ＭＵＳＣＬ格式扩展为三维算法,并用于湍流流场的数值模拟。通过求解超声双斜楔压缩面流动,得到了含有激波、嵌入激波、剪切流和湍流边界层等流动特征的复杂流动结构,数值解与实验数据吻合得很好。文中将此算法与块结构网格技术相结合,使之能求解具有三维复杂几何形状的流场。并应用该算法模拟了Ｆ－１６战斗机进气道在５种典型飞行状态下的三维湍流流场,计算结果清楚地揭示了这些情况下的三维流动现象,得出了进气道的性     

变比热激波关系式及其在高超声速进气道计算中的应用

本文根据空气热力性质表建立了空气热力性质的解析表达式,从气动热力学基本方程和激波前后比热比不同出发建立并推导出完全变比热激波方程组及其解法。对分别使用变比热激波关系式与定比热激波和等熵流关系式计算结果进行的比较表明,使用变比热激波关系式进行高超声速进气道气动热力学分析计算,能够减少定比热假定产生的偏差,提高计算准确性。      

双斜切双压缩面进气道进口波系结构的数值研究

双斜切双压缩面进气道具有良好的气动性能和隐身性能。生成了这种三维进气道的计算网格,采用数值计算的方法对双斜切双压缩面进气道进口波系结构进行了研究。通过数值计算,分析了双斜切双压缩面进气道进口的流场特性,总结了斜切角、压缩角、来流马赫数等多种影响参数对进气道进口波系结构的影响规律。     

非均匀超声来流二维压缩面的优化设计

通过数值分析和风洞实验,研究在非均匀来流条件下,单级斜板型面变化对下游流场的影响。研究结果表明,小进口角,大出口角之凹型面具有较高的总压恢复。但是,曲壁面对降低出口处之静压畸变不利。折衷的选择为：以凹型面作为斜板的前段,其后续一平直段,以达到提高总压恢复,保持较低总静压畸变之目的。     

内收缩段泄流对超声速进气道的影响研究

本文通过对典型二元超声速进气道进行数值仿真,研究了内收缩段中泄流位置对进气道自起动性能及抗反压能力的影响规律和影响机制。研究结果表明:泄流腔改善进气道自起动性能和抗反压能力的内在机制不尽相同,泄流腔位置决定了进气道在临界不起动状态下的泄流量、临界不起动模式和临界反压状态下的泄流量,其中临界不起动状态下的泄流量和临界不起动模式共同影响进气道的自起动性能,而进气道的抗反压能力则主要由临界反压状态下的泄流量决定。在本研究范围内,当Lc=0.31时,进气道自起动性能最好,而当Lc=0.15时,临界压比和总压恢复系数最高。     

轻型燃气轮机燃烧室NOx 排放估算

为了解决NOx排放预估问题,应用数值模拟方法研究轻型燃气轮机燃烧室NOx排放规律。将数值分析结果与文献中经验公式计算数据进行比较与分析,验证数值方法的准确性;基于进口压力、空气质量流量、主燃区温度3个参数拟合NOx排放预估公式。结果表明:数值模拟得到的NOx排放值与文献中经验公式计算出的符合度较高;结合数值计算结果得到的NOx排放预估公式;该公式能有效反映上述3个参数对NOx排放的影响;采用验证后的高精度数值模拟方法建立的NOx预估模型所得结果具有一定的科学性及可靠性,并可降低试验成本。     

预冷对发动机进气道流动特性影响的数值模拟研究

为了研究预冷对协同吸气式火箭发动机(Synergetic Air-Breathing Rocket Engine,SABRE)进气道流场性能的影响,以各工况临界状态下无预冷的SABRE发动机进气道为对象,结合多孔介质耦合源项法开展了预冷效应对进气道流动特性影响的数值仿真研究。对比了预冷前后进气道流场及气动性能的变化。研究表明,多孔介质耦合源项法预冷可以较好地模拟预冷器的冷却效应及压降效应,预冷后结尾激波较预冷前向前移动了一段距离,各工况涡轮通道出口总温降低了48%～77%,其中Ma2～4时总温降低到了210K左右;来流空气经预冷后涡轮通道出口马赫数降低,流量系数也随之降低;进气道总压恢复系数呈减小趋势,低速工况总压恢复系数较好,预冷前后两通道总压恢复系数变化不大,涡轮通道流量系数较预冷前降低了约15%。