不同钝体宽度下的驻涡燃烧室排放试验

为了研究空气流量分配对驻涡燃烧室对排放特性的影响,了解对驻涡燃烧室内污染物生成的过程及其影响因素,设计了一个能够改变中心钝体宽度、仅凹腔供油的驻涡燃烧室.在常压下对该驻涡燃烧室进行了排放特性试验,进口温度保持200℃.试验中,燃烧室进口马赫数为0.15~0.3.影响排放的因素主要包括雾化质量、凹腔当量比以及与进口马赫数相关的驻留时间等.总体来说雾化质量、凹腔当量比的提高对降低CO和HC的排放是有利的,但是这会使NOx排放增加.在低凹腔当量比时,CO排放曲线变化下降比较平缓,甚至出现上升趋势,而HC排放曲线比较陡峭.这是由于HC的消耗速度比CO消耗速度快,随着凹腔当量比的增加,供油压力提高,燃油雾化粒径变小,燃油蒸发时间缩短,使HC排放快速减少,中间产物CO大量产生而来不及消耗.凹腔当量比进一步上升时,由于燃烧温度的提高,使得CO排放快速减少.在燃烧室内燃烧过程中,NOx的形成和消耗是非常复杂的过程,目前只能作一些定性的分析,而CO和HC的反应过程相对简单.通过对不同钝体槽宽下,具有相似凹腔前壁流量的工况的比较,发现CO和HC的形成主要受凹腔内工作状况影响,而NOx的形成过程更复杂,主流也对其产生着重要的影响.      

Effects of synthetic jet frequency on the separated flow in a diffusing S-duct

Numerical simulations were carried out to investigate the effects of synthetic jet actuation frequency on the separated flow in a diffusing S-duct. The Reynolds number based on the entrance height was 9.78×105. At first, the numerical model was validated with experimental data, and then, the interaction between the separated flow and the synthetic jets at different frequencies was discussed. The results demonstrate that the control effect is significantly dependent on the momentum mixing enhancement between inside of the separated boundary layer and the outer flow. There exists a narrow range of actuation frequency, in which effective separation control can be achieved using synthetic jets. A dimensionless frequency F+=1.0 is identified as the optimal frequency, with a momentum coefficient of 1.62×10-3, the separation area is reduced about 46%, and the aerodynamic performance of the S-duct is also greatly improved compared to uncontrolled case. Further analysis reveals that the choice of actuation frequency is mainly determined by the momentum flux produced by a single ejection and the spacing between adjacent ejections, the optimal frequency case can be understood as a balance between the two factors. In addition, it is found that the synthetic jets can also suppress the secondary flows while decreasing the separation.      

进气道内压缩比对固体燃料超燃冲压发动机性能的影响

为研究固体燃料超燃冲压发动机进气道与燃烧室的匹配特性,以飞行马赫数为6、飞行高度为25km为设计点对发动机各部件进行初步设计,采用数值模拟方法计算了一系列具有不同进气道内收缩比的发动机模型.结果表明:在保持燃烧室结构不变的条件下,发动机推力与比冲随进气道内压缩比增大开始显著下降,随后小幅上升;在保持燃烧室入口面积扩张比不变的条件下,发动机总体性能随进气道内收缩比的增大而提高.在满足进气道起动与燃烧室火焰稳定的前提下,发动机设计应采用尽可能大的进气道内收缩比与尽可能小的燃烧室入口面积扩张比.      

固体火箭发动机流体喉部推力矢量特性

针对采用水作为二次流工质的流体喉部进行了冷流实验及数值模拟研究.研究了该种固体火箭发动机流体喉部的一般规律,包括不同二次流射流方式,不同二次流流量下流体喉部的扼流性能,推力偏角及推力效率,数值模拟及实验结果吻合较好.结果表明:扼流性能与二次流的注射位置、注射角度及流量比有关,且随二次流/主流流量比的增大而增大.喉部二次流喷射能有效的调节有效喉部面积进而调节推力大小,当流量比为0.4时,最大有效喉部面积比为0.8;扩张段二次流喷射能有效调节推力方向,当流量比为0.4时,最大推力偏角为20°;喉部二次流与扩张段二次流入射位置存在相位差可有效降低喉部与扩张段二次流干扰.      

热压罐温度场分析与影响因素研究

热压罐固化成型是制造复合材料的常用方法,固化期间工装表面不均匀的温度场分布会使材料产生残余应力,从而影响材料的使用性能.翼梁采用复合材料热压罐工艺成型,根据热压罐的工作原理,建立了热压罐固化过程温度场模拟的有限元模型,分析了工装表面温度场的分布特点,给出了不同位置的温度曲线.研究了不同因素对工装表面温差的影响.计算结果表明,提高罐内气流流速、增大升温速率、选用低比热容与高热导率的工装材料能够减小工装表面的温差,有利于提高复合材料的成型质量.     

数值模拟技术在热压罐工艺中的应用

随着复合材料和计算机技术的发展,数值模拟技术在复合材料工艺仿真中的应用也日益明显.总结分析了数值模拟技术在复合材料热压罐工艺中的研究进展,包括热压罐内流场仿真、固化放热控制、固化变形预测,以及热隔膜成型过程仿真的应用前景.随着大数据和复合材料自动化、智能化的发展,发展数值模拟技术是大势所趋.     

基于Netlogo的终端区进场交通流建模与仿真

终端区进场交通流特性参数研究对于解决复杂空域结构下航空器拥堵、航班延误具有重要的实际意义。基于元胞传输模型将进场航线划分元胞,并且在数理推导的基础上,基于Netlogo仿真建模平台搭建进场交通流元胞传输模型仿真环境,对进场交通流的宏观涌现行为进行仿真模拟,得到交通流基本参数速度、流量、密度之间演变趋势。研究结果表明,终端区进场交通流三大基本参数之间存在明显的数量关系,关系曲线相对应分为自由流、拥挤流和阻塞流三种状态,并且受到管制间隔、飞行程序、管制策略的影响。利用相关研究成果,可通过改变管制策略、调整管制间隔、优化飞行程序的方法使得交通流特性向着可预知的方向演变,因此对终端区交通态势的判断具有应用价值。     

梯形翼风洞试验模型数值模拟技术

基于雷诺平均Navier-Stokes (RANS)方程和结构网格技术,采用二阶空间离散精度的MUSCL格式,并结合k-ω剪切应力输运(SST)两方程湍流模型和γ-Re_θ转捩模型,研究了梯形翼风洞试验模型中前缘缝翼、后缘襟翼连接装置对气动特性的影响。简要介绍了本文采用的计算方法;介绍了梯形翼的风洞试验模型及风洞试验结果;在网格收敛性研究的基础上,采用"全湍流"方式和转捩模型研究了梯形翼试验模型连接装置对气动特性的影响。通过与不带连接装置的计算结果的对比,采用"全湍流"模拟方式,计算模型中考虑试验模型的连接装置引起升力系数下降、阻力系数下降、低头力矩减小以及失速迎角提前;通过与试验数据的对比,进一步考虑转捩影响可以提高梯形翼风洞试验模型气动特性的计算结果与试验结果的吻合程度,梯形翼风洞试验模型失速迎角附近的气动特性数值模拟技术还需要进一步的研究。     

带反馈控制的基本带翼外形的耦合气动/运动数值模拟研究

介绍了一种先进的、时间精度的多学科数值模拟平台的开发和应用,该平台可用于预测飞行器机动过程中的非定常气动特性和飞行力学特性.通过耦合求解非定常Navier-Stokes方程、刚体动力学方程及控制律,对基本带翼外形进行了虚拟飞行数值模拟研究.求解器采用基于结构网格的有限体积法,时间方法采用双时间步方法.使用反馈控制器获得舵偏控制指令,重叠网格方法用来模拟物体间的相对运动.模拟结果显示控制器的增益必须正确选择才能获得正确的响应.仿真结果表明本文发展的虚拟飞行数值模拟方法能够预测包含动边界的复杂非定常流动,具有较强的工程适用性.     

基于IDDES方法的翼型结冰失速分离流动数值模拟

应用基于k-ωSST湍流模型的IDDES(Improved Delayed Detached Eddy Simulation)方法,就失速点附近翼型前缘典型双角状积冰导致的复杂分离流动进行了数值模拟研究.通过与风洞试验结果进行对比,表明对于此类分离流动问题,IDDES方法能够在壁面附近取得良好的速度预测结果,有效解析分离区域内的中小尺度湍流结构,较为准确地描述大尺度时均分离泡的再附位置和形态特征,适用于翼型结冰后复杂流动的精细分析.同时计算结果显示当此带冰翼型位于失速点附近时,角状冰后方脱落剪切层内部的旋涡不稳定析出和输运过程促进了外部流动与回流区域流动间的掺混,将导致流动发生非定常再附现象.