空空导弹发动机采用少烟复合固体推进剂评述

本文在总结我国空空导弹发动机研制的基础上,分析空空导弹发动机尾喷流对载机的影响.同时,从导弹发动机设计的角度出发,根据国内实际水平,提出采用少烟复合固体推进剂作为今后减少尾喷流对载机影响的主要技术途径.     

废气排放塔尾流区随机游动扩散模拟研究

本文对一种建筑结构与形式特异的废气排放源－过江隧道风井塔，进行了如下研究：（１）在环境风洞中通过风井塔后流场的测量，分析给出塔后尾流特征，并进行示踪气体扩散模拟试验和烟云照相；（２）在上述工作基础上，建立一个先进的随机游动扩散模式，模拟尾流区污染物扩散的基本规律，模式计算结果与实验结果吻合较好。建筑物的存在使得地面最大浓度增大３￣４倍，且出现位置离源更近。研究表明，随机游动方法研究对有明显湍流不均     

高速风洞引射式进排气动力模拟试验研究

为了测定具有埋入式进气道的某航弹发动机进排气对航弹的气动影响量 ,采用引射式动力模拟器在FL 7高速风洞 ,首次在国内成功地进行了高速风洞进排气动力模拟试验。试验模型缩比为 1∶1 0 ,M =0 .7,P0j/P∞ =2 .62 ,Cφ=0 .79。试验结果表明 ,有动力后XD,CL,CD增加 ,Cma减少。试验表明在高速风洞中对于小尺寸的试验模型 ,采用引射式动力模拟器开展进排气动力模拟试验是一种简便适用的好方法     

动力失效对起飞纵向气动特性影响数值研究

研究民用飞机动力失效对飞机起飞阶段纵向气动特性的影响规律及其机理,对保证飞机有效操纵和安全飞行具有重要意义.采用在点对点多块结构化网格系统上求解三维可压缩雷诺平均N-S方程的数值方法,研究发动机动力失效对某民用飞机起飞构型纵向气动特性的影响.通过DLR-F11模型验证研究方法对民用飞机高升力构型气动特性的预测能力;针对安装动力短舱的某翼吊涡扇发动机民用飞机起飞构型,通过对比其发动机在正常工况和失效时飞机气动特性的差异,得出动力失效对飞机纵向气动特性的影响规律及机理.结果表明:动力失效后,不但溢流效应会使飞机阻力系数增大;还会导致发动机进、排气特性较正常工作状态明显不同,恶化短舱附近流场,对飞机的升力、失速特性带来不利影响.     

基于数值模拟的翼身融合布局飞机上悬式发动机布置技术

发动机进排气对飞机气动特性具有重要影响。为了评估翼身融合布局（BWB）飞机上悬式发动机不同布置方式对全机气动特性的影响,首先开展了发动机短舱进排气与全机流场耦合的数值模拟技术研究,验证了计算方法的正确性。在此基础上,针对发动机安装于翼身升力面之上的BWB运输类飞机,开展飞机巡航飞行条件下,发动机不同支撑高度下沿流向及展向不同安装位置的进排气与全机流场耦合数值模拟,评估发动机不同布置方式对全机气动特性的影响,形成发动机不同布置方式影响的规律性结论。     

基于数值模拟的轴对称矢量喷管内流特性研究

采用三维有粘定常程序计算了轴对称矢量喷管的内流特性,研究了尺寸缩比、冷热态的影响,并与冷态缩比模型矢量特性试验结果进行了对比;给出了设计工况的内流特性,讨论了几何矢量角、喷管落压比对内流特性的影响.研究结果表明,尺寸缩比、冷热态对内流特性的影响均很小,冷态缩比模型试验结果可以真实地反映设计工况的内流特性,轴对称矢量喷管在设计工况下具有良好的内流特性,并且几何矢量角、喷管落压比对内流特性均有影响.      

脉冲等离子体推力器羽流特性数值研究

以脉冲等离子体推力器羽流为研究对象,建立三维物理模型,简化并离散电子动量方程,运用单元粒子-直接模拟蒙特卡罗混合法模拟非稳态羽流流动.假定脉冲周期内推进剂粒子按正弦规律进入流场,分析流场中电势、电子、离子和原子数密度分布随着时间变化情况,并通过与已有实验数据的对比验证仿真模型.研究表明:模型能在垂直和平行于推力器极板的两个平面内预测等离子体羽流流场参数.该研究方法、结果对更深入研究脉冲等离子体推力器(PPT)羽流具有参考价值.      

球面收敛二元矢量喷管气动及红外特性研究:模拟地面状态

采用数值模拟方法对涡扇发动机排气系统球面收敛二元矢量喷管的气动和红外辐射特性进行了研究,研究仅针对地面状态和俯仰偏转.结果表明:俯仰偏转角在小于20°范围内,俯仰偏转对排气系统推力系数和总压恢复系数的影响微弱,气动推力矢量角与俯仰偏转角几乎相等;由于气体的容积性热辐射特征,喷管俯仰偏转角的变化引起高温喷流红外辐射的方向性变化明显,喷管俯仰偏转时的热喷流在3~5μm波段红外辐射呈现一定幅度的增加;排气系统在3~5μm波段的红外辐射峰值随俯仰偏转角的增加而趋于减小,其出现位置小于俯仰偏转角;在大的俯仰偏转角下,排气系统在垂直探测平面上方的红外辐射较无矢量偏转情形有所降低,但在探测面下方却有明显的增强,导致另一个峰值的出现.      

发动机进排气效应对民机构型气动特性影响

基于非结构混合网格技术,通过数值求解Navier-Stokes方程,分析了航空发动机进排气效应对民机构型气动特性的影响。通过设置合适的进排气边界条件来模拟发动机进排气效应的影响,采用单独发动机短舱风洞试验模型,验证了计算方法的可靠性。在此基础上,分析了发动机进排气效应对翼吊式和尾吊式两种典型民机构型气动特性的影响,结果表明:翼吊式民机构型发动机进排气效应对升力的干扰主要由发动机尾喷流的引射效应对机翼的干扰引起;尾吊式民机构型随着发动机进气流量的增大,机翼上表面压力逐渐减小,激波位置逐渐后移;不同发动机进气流量会对飞机的阻力特性产生较大影响,在飞机详细设计阶段需充分考虑机体与动力装置之间的干扰影响。      

分开排气式喷管喷流噪声预测及试验研究

为揭示涡扇发动机分开排气式喷管喷流噪声的频谱分布和指向特性,对喷管缩比模型远声场喷流噪声进行了预测及试验研究,并开展了全尺寸喷管基准型及锯齿型喷流噪声的预测工作。结果表明:采用Tam & Auriault方法可以预测出喷流噪声的声压级值和空间指向分布,喷流噪声具有明显的指向性。与基准型喷管相比,锯齿型喷管具有良好的降噪效果;内外涵锯齿型喷管在中低频段的降噪效果优于内涵锯齿型喷管,在高频段的降噪效果差于内涵锯齿型喷管;在本文研究参数范围内,指向角小于88°时内外涵锯齿型喷管总声压级(OASPL)值高于内涵锯齿型喷管。