型面设计马赫数对马赫数分布可控高超声速内收缩进气道的影响

在研究型面设计马赫数Mai对马赫数分布可控基准流场在Ma∞=4.0~7.0的性能影响中发现,降低型面设计马赫数可获得更高的流量系数、高马赫数时的增压比以及更短的长度。基于型面设计马赫数Mai=5.5,6.0和6.5的基准流场分别设计了圆形进口的内收缩进气道,并在Ma∞=4.5~7.0时进行数值模拟。结果表明:基于低型面设计马赫数基准流场设计的进气道具有更好的流量捕获特性和较高的增压比,这与基准流场变化规律基本一致。型面设计马赫数对出口总压恢复系数影响较小。     

超声速/高超声速风洞试验段结构形式对流场性能的影响研究

通过求解轴对称 N-S 方程,对Φ1 m 高超声速风洞马赫数3和6状态下的流场进行了模拟,计算结果与试验数据基本一致,验证了所用数值方法的可信性。在此基础上,对比研究了马赫数3和6状态下采用闭口等直圆截面和开口自由射流两种试验段结构形式的超声速/高超声速风洞在起动条件下的稳态流场性能。结果表明:采用闭口等直圆截面试验段和开口自由射流试验段的流场均匀区内速度场性能指标均满足相关标准要求;马赫数3喷管采用闭口试验段时,沿风洞轴向-300mm~900mm 截面范围内的流场均匀区直径均保持在Φ882mm 以上,均匀区面积较开口试验段增加了约31.57%;马赫数6喷管采用闭口试验段时,均匀区面积比开口试验段仅增加了约8.24%,流场品质略为提高。超声速条件下,闭口试验段的流场均匀区增加明显;但在高超声速条件下,闭口试验段的流场均匀区增加比较有限。     

斜出口合成射流组流场特性犘犐犞实验研究

提出了斜出口合成射流组的概念,应用PIV相位锁定技术对典型单缝、双缝和三缝斜出口合成射流组非定常流场结构进行了测试,并对出口间距比参数变化对斜出口合成射流组沿壁面的动量输运影响特性进行了探讨。结果表明:三缝斜出口合成射流组具有更强的沿壁面动量输运特性,具有更高的合成射流激励器能量利用效率。相邻射流出口间距比是影响斜出口合成射流组动量输运的重要参数,研究结果指出当间距比犛/犎=3.0时,斜出口合成射流组具有较强的沿壁面动量输运特性。     

静电探针在高频等离子体风洞中的应用

为了在高频等离子体风洞上开展高超声速飞行器等离子体鞘层的电磁特性研究,研制了一套适用于高频等离子体风洞测试环境的静电探针诊断系统,这是国内第一次采用静电探针对高频等离子体风洞的流场参数进行诊断。该系统具有偏置电压可调、抗干扰能力强、探针性能稳定、高速数据采集等特点。采用该系统对高频等离子体风洞在不同运行功率、不同气体流量下流场核心区域的电子数密度进行了诊断,对相同运行功率和相同流量条件下流场电子数密度沿射流径向的分布进行了测试,并研究了电子数密度随高频等离子体风洞运行功率和气体流量的变化规律。并将诊断结果与网络分析仪微波测量法的数据进行了比对。结果表明,该系统可以很好地满足风洞流场参数的诊断,能够为风洞流场数值建模以及等离子体鞘层电磁特性研究提供可靠的数据支撑。     

排气管系三分支接头内部流场的 PIV 测试研究

以内燃机排气管系气体流动损失研究为背景,采用激光粒子图像测速技术对45°三分支管接头在流型6时的内部流场进行测量,获取了在不同流量比及气流马赫数工况下接头内部的流场数据。接头的支管段与主管段内径均为50mm,分支夹角的交界点处以及支管的转角处都为锐角边缘。通过对不同流量比 q 和马赫数 Ma 的工况进行测试,得到了气体在三分支流动中的试验数据。结合压力损失数据对比分析不同工况的速度场和流线图谱等流场特征,测试结果表明:流型6时,接头内的流场存在明显的流动收缩;气流的流动参数将影响和改变接头内的流场特性,其中随着支管与总管流量比的增大,接头内气流湍流区域扩大,压力损失增加;流出端马赫数对流场特征及压力损失也存在影响,Ma 为0.13和0.31时,总压损失系数变化不大,当 Ma 增大到0.59时,总压损失系数大幅度增加。     

数值研究低热值燃料环管燃烧室燃烧流场

在任意曲线坐标系下对采用两种不同组分(天然气掺混氮气、一氧化碳)的低热值燃料环管燃烧室燃烧流场进行计算,结果表明低热值燃料的化学反应速率与其组分直接有关,燃料一氧化碳的燃烧效率高于天然气与氮气掺混物燃料,燃料组分变化对燃烧室燃烧效率与出口温度影响很大,因此选用合适的燃料十分重要.计算所得的燃烧室的燃烧效率和出口温度分布与试验数据符合较好,表明所用的数学模型与计算方法合理,计算程序可靠,可为低热值气体燃料燃烧室研制和优化设计提供有用的数据.      

低雷诺数涡轮叶片边界层转捩及分离特性测量

低雷诺数工作条件下涡轮流场特征及其控制设计,是航空发动机低压涡轮部件设计的难点和重点。针对低雷诺数涡轮叶栅流场开展了实验研究工作,利用油流显示、表面静压、边界层压力探针等测量手段研究了涡轮叶片边界层的分离和转捩。结果表明雷诺数降低导致了流动损失的增大,且存在一个临界雷诺数。当雷诺数小于临界雷诺数时,发生在吸力面的流动分离是开式的层流分离泡,不会再附与叶片;当雷诺数大于临界雷诺数时,分离流会在尾缘前重新附着于叶片吸力面,形成闭式分离泡。随着雷诺数的减小,出口尾迹变宽,出口流动损失、出口速度亏损和出口气流角偏离增大,尾迹中心向吸力面方向移动。     

基于SVM辨识的涡扇发动机全包线稳态控制方法

针对涡扇发动机全飞行包线范围稳态最优控制器的设计问题,首先根据不同飞行条件下发动机各工作状态的稳态“小偏差”线性模型,采用线性二次型调节器(LQR)分别设计得到相应的发动机最优线性控制器参数,然后将所得到的线性控制器用支持向量机方法进行非线性逼近,得到控制器参数的支持向量机辨识模型,以满足发动机全包线、全状态稳态控制的需要.支持向量机模型的输入为飞行高度、马赫数和稳态转速,输出为线性控制器参数.应用实例表明:该方法在全包线范围内对发动机最优稳态控制器的逼近误差均在2%以内,能较好满足控制精度要求.      

采用新型基准流场的高超声速内收缩进气道性能分析

通过改变中心体形状,设计了新型轴对称基准流场,可显著降低反射激波强度,明显提高压缩效率。基于该基准流场和传统基准流场,分别设计了两个圆形出口内收缩进气道,并对二者的流场及总体性能进行了数值研究。结果表明,新的进气道设计点和接力点肩点附近激波附面层相互作用减弱,流场结构优于传统进气道,压缩效率明显提高,同时进气道起动性能得到改善。     

旋流作用下突扩燃烧室内冷态流场的 PIV 分析

旋流作用下突扩燃烧室内流场特性的研究对保证燃烧室的正常工作具有重要的意义。利用PIV技术对燃烧室内冷态流场的结构进行了实验诊断与分析,获得了不同实验条件下燃烧室内的速度场、回流区分布和流场内涡的变化规律。研究表明,当入口空气压力变化时,燃烧室内冷态流场可以保持稳定结构,均包含角回流区、中心回流区及剪切层结构。沿燃烧室轴向方向,中心回流区的宽度先增大再减小。随着入口压力的提高,燃烧室内冷态流场的回流区宽度及回流区长度缩短,最大回流速度增大,回流区中心位置向入口移动。同时,在燃烧室冷态流场中会出现由旋流作用引发的涡旋进动现象。