基于CFD数值模拟的拉瓦尔喷管流场分析

结合一维等熵管流理论,采用CFD方法对某型拉瓦尔喷管典型工作的流场进行整场数值模拟,阐述了网格生成,流场初始化,以及RNG湍流模型使用方法,并对拉瓦尔喷管工作特性进行了气动分析。研究表明,CFD计算结合一维管流理论能明显提高计算效率,数值计算结果与理论相符较好。     

半柔壁喷管初步实验研究

为了验证跨超声速风洞半柔壁喷管的气动设计结果,在试验平台上经过对喷管的动调,完成了半柔壁喷管的性能测试研究。得到如下初步结论：所使用的半柔壁喷管气动设计方法有效可行,马赫数调节范围及喷管流场均匀性指标达到设计要求;通过对喷管的动调,喷管第一菱形区的马赫数均方根偏差可降低30％～40％;在风洞吹风过程中,可实现喷管马赫数的连续变化功能,在喷管型面调节速度适当时,试验段流场均匀性指标与喷管固定型面时相当。     

1种新型增推喷管的数值研究

针对轴对称喷管,利用数值方法研究了其出口形成的气动喉道的控制射流参数对喷管推力系数的影响。计算结果表明:射流控制能在喷管出口处形成气动喉道,即所研究喷管成为新型的固-气双喉道喷管,减小了喷管的有效出口面积,使其膨胀更完全,从而能够有效增大过膨胀喷管的推力系数。同时,射流角度对喷管出口实际面积和流场有一定的影响,顺向射流能获得更好的增推效果。     

基于有限元的发动机喷管模态分析

某型发动机喷管在装机飞行时出现的小裂纹可能会引发严重的飞行事故。为了避免飞行事故的发生,基于有限元仿真技术,针对该型发动机喷管结构,建立计算模型。并对某喷管整体结构进行了自由振动和模态分析,获得了该喷管模型的多阶自振频率和模态。结果表明：分析值与实测值吻合较好。其中,在20阶振动频率之前,共振造成的破坏主要集中于前转接段,20阶以后,共振造成的破坏转移到喷管的端口位置。所得结果对于结构改进和避免事故的发生具有一定的参考价值和指导意义。     

单边膨胀喷管红外辐射特性的数值模拟

 通过计算流体力学/红外辐射(CFD/IR) 数值模拟的方法,研究了单边膨胀喷管(SERN)膨胀边开缝、膨胀边倾斜角度和喷管收敛通道面积比这3个结构参数对单边膨胀喷管气动性能和红外辐射特性的影响规律。模拟结果表明：单膨胀边上开缝后,红外辐射强度有较为显著的下降,气动性能也得到改善;其中, xOz 坐标平面尾焰红外辐射强度峰值下降26.4%, yOz 坐标平面尾焰红外辐射强度峰值下降25.2%,单膨胀边壁面平均温度从643 K下降到335 K左右;单膨胀边倾斜角度增大,使得喷管推力矢量角增大,轴向推力系数减小,对高温内壁面和喷管尾焰的遮挡效果减弱;收敛通道面积比的增大使喷管红外辐射强度降低的同时,也使喷管的推力相应减小。     

一种矢量增强型双喉道射流推力矢量喷管的数值模拟

为克服双喉道射流矢量喷管矢量角偏小的缺点,提出了一种矢量增强型双喉道矢量喷管的设计概念:在喷管尾部增加一扩张段,利用流体的附壁效应使主流在扩张段中进一步偏转,从而获取更大的矢量角.首先对设计概念的可行性进行了仿真分析,而后对扩张段的设计规律进行了研究.结果表明,在喷管尾部附加扩张段可显著强化其推力矢量性能,使矢量角达到20°以上,但也导致了一定的推力损失.在研究范围内,扩张段扩张角、扩张段长度、扩张段型线等设计参数对喷管的矢量效率、推力系数以及内部流态均有着显著影响,而在扩张段开缝则可以作为一种抑制尾喷流过膨胀的有效措施.若将内凹型扩张段与开缝方案相结合,仅需消耗2.8%的次流便可获得24.12°的推力矢量角和0.929的推力系数.      

基于液体火箭发动机的亚轨道飞行器性能参数分析

针对一种环保推进剂组合,建立了亚轨道飞行器设计仿真模型、质量模型和弹道模型,以燃烧室压强、余氧系数及喷管出口截面压强为分析变量,对亚轨道飞行器的性能进行了分析.所得结论表明:在给定飞行任务下,为提高亚轨道飞行器性能,燃烧室压强越高越有利;最佳余氧系数在0.99处取得;喷管面积扩张比受到箭体外径及工艺水平等限制,在条件允许的情况下,尽量取大.研究结果为其他同类亚轨道飞行器的系统方案研究提供参考.      

马赫数连续可变跨声速湿蒸汽风洞的研制

用于跨声速气动测量的探针须从亚声速到超声速范围进行标定。变质量槽式喷管通过扩张段壁面上槽缝流出部分气流的自适应特性可在不同背压下得到不同出口马赫数,从而使标定气动探针的风洞实现马赫数从0到超声速的连续变化。为了研究采用湿蒸汽为工质的变质量槽式喷管的性能及优化其结构,采用三维犖-犛方程以及可实现犽-ε湍流模型对其进行了详细的数值仿真。结果表明收缩段型线、扩张段长度及壁槽尺寸等对喷管流场特性有重要影响,喷管进出口压比在一定范围内,槽式喷管有最优的收缩段型线、扩张段长度和开槽尺寸。根据数值仿真结果研制了马赫数从0到1．6连续可变的跨声速湿蒸汽风洞,对此风洞性能进行验证,表明该风洞在马赫数从零到超声速范围内可获得均匀、稳定的出口气流,满足跨声速湿蒸汽气动探针的标定要求。     

脉冲爆震火箭发动机试验

采用航空煤油／氧气为推进剂的脉冲爆震火箭发动机（PDRE）试验模型，进行了有关两相爆震起爆、稳定可控工作、爆燃向爆震转变机理、PDRE可爆范围、加与不加尾喷管时性能测试等方面的实验研究。结果表明，设计的PDRE模型能实现稳定、可控、高频工作，性能接近理论值。各种尾喷管均具有性能增益，其中以收敛喷管增益最大，达18％。     

低速风洞推力矢量试验技术研究

介绍了中国航天空气动力技术研究院FD-09低速风洞利用YF-16标模作为研究对象开发的一种推力矢量试验系统,系统利用中压气源提供的最大2.0MPa压缩空气,通过通气管路和推力矢量管道由模型尾喷管排出,用于模拟飞机喷流对全机气动特性的影响。推力矢量试验系统充分利用现有的大迎角机构预弯支杆作为模型支撑装置和引气管路,使同一次车次的试验迎角范围能够达到-6°~90°,同时极大降低管路压力损失,使得喷口最大落压比NPR超过5,并且能够实现模型腹部支撑和背部支撑两种形式的相互转换。试验采用六分量常规测力天平和推力矢量传感器以及总压传感器等,测量得到了推力矢量喷流对全机气动性能的影响以及喷管的气动性能。主要介绍整个系统布局、推力矢量管路的优化设计、测试设备以及两套喷管的典型试验结果。推力矢量试验系统在经过支撑干扰修正、喷流状态下传感器校准、压力管路化等方面做进一步的深入研究之后,将形成试验能力。