发动机喷流对体襟翼干扰特性的数值模拟

出于俯仰配平控制需求，面对称飞行器通常会在力臂最长的尾端面布置气动控制面——体襟翼.由于体襟翼与发动机喷管距离较近，因此，极易受到发动机喷流干扰.该干扰力虽远小于发动机推力，但其力的作用方向垂直于体襟翼，力臂明显更长，导致喷流干扰所产生的俯仰力矩相对发动机推力所产生的俯仰力矩而言并非小量，甚至给飞行器控制造成不利影响.文章通过数值求解多组分N-S方程，分析了发动机与体襟翼之间的喷流干扰流场机理，发现了该喷流干扰力特性在低空低速和高空高速截然相反的原因.      

水下火箭水平射流初期特征研究

水中工作固体火箭发动机处于重浮力同时作用环境下, 与工作于大气环境下的固体火箭发动机具有不同的工作特性. 为进一步掌握水下固体火箭发动机的工作特性, 对具有重浮力特征的水下射流进行研究, 重点分析重浮力作用下水平喷射射流结构及推力振荡情况, 采用VOF模型对水平喷射且具有重浮力特征的三维发动机模型进行仿真模拟, 对比有/无重浮力下射流气泡的上浮特征, 并采用动量原理对发动机工作初期的射流扰动进行分析, 获得了重浮力下水下固体火箭发动机的推力振荡特征. 研究结果表明: 由于重浮力逐渐占据主导地位, 射流气泡具有明显的上浮特征, 推力与重浮力耦合后在竖直方向产生的翻转力矩更大, 通过与文献中实验对比可见, 采用VOF模型并考虑重浮力后仿真所得射流结构与实验结果更吻合.     

带超声速气膜高超声速光学头罩气动光学效应抑制实验

高超声速（Ma_∞=6.0）炮风洞中带超声速（Ma_c=3.0）喷流光学头罩受到周围绕流影响出现气动光学畸变.利用基于背景纹影（background oriented schlieren,BOS）的波前测试方法测量了光学波前畸变.研究结果表明:瞄视误差（bore sight error,BSE）与喷流压比（pressure ratio of jet,PRJ）之间近似呈正相关.在有喷流的情况下,压力匹配时瞄视误差相对比较小,并且喷流压比对气动光学高阶畸变的影响不显著.微型涡流发生器（micro vortex gene-rator,MVG）对瞄视误差影响不明显,但是对气动光学高阶畸变的影响较为显著.基于波前互相关结果,施加微型涡流发生器之后,波前结构尺寸从0.2A_D减小为0.1A_D.结构尺寸的减小较为有效地抑制了气动光学高阶畸变并且提高了波前的稳定性.      

航空发动机喷流起电机理建模与试验研究

以研究航空发动机喷流起电的机理以及喷流起电对飞行器整体带电特性的影响为目的, 对起电机理进行了建模和实验验证. 首先以流体运动方程为基础, 建立了航空发动机带电粒子浓度的动态仿真模型, 仿真得到发动机燃烧过程中的各类粒子浓度变化情况. 其次, 设计了用于发动机喷流起电探测的静电感应传感器, 对装配涡扇发动机的某型飞行器进行了地面试验测试, 得到了发动机启动、稳定运行、加速、减速、停止等状态的动态电位. 仿真及实验结果详细地描述了发动机喷流起电的机理, 以及喷流起电会使飞行器带负电的结论, 为进一步分析飞行器飞行过程中整体带电特性提供了指导. 关键词： 航空发动机 喷流起电 传感器     

进口条件对超燃冲压发动机氢气燃烧流场特性的影响分析

对不同进口条件下的超燃冲压发动机燃烧室内氢气喷流超声速燃烧流动特性进行了数值模拟与分析.宽范围超燃冲压发动机是吸气式高超声速飞行器推进系统设计中的热点问题之一,受实验设备硬件条件及实验技术限制,数值模拟技术仍然是超燃冲压发动机燃烧室内燃气燃烧特性及流场特性的主要研究手段.采用基于混合网格技术的多组元N-S方程有限体积方法求解器,在不同进口Mach数及压强条件下,对带楔板/凹腔结构的燃烧室模型氢气喷流燃烧流场进行了数值模拟,对比分析了氢气喷流穿透深度、喷口前后回流区结构、掺混效率及燃烧效率等流场结构与典型流场参数的变化特性及影响规律.研究成果可为宽范围超燃冲压发动机喷流燃烧流动特性分析提供参考.      

光学炮塔气动载荷的非稳态特性

采用耦合J-B模型的IDDES模型与双时间步LU-SGS方法开展炮塔非稳态气动载荷的数值仿真研究。炮塔流动会发生分离,天顶位置的分离角大于90°;当流动绕过炮塔时,形成马蹄涡、脱落涡街等非稳态流场结构,导致气动载荷也具有非稳态特性;炮塔顶点的脉动静压功率谱在1.6~40.0 kHz进入各向同性均匀湍流的惯性子区,基本满足Kolmogrov的-5/3定律;气动力以阻力为主,横向力的脉动幅值大,气动力矩则以俯仰力矩为主,滚转力矩的脉动幅值大,偏航力矩可以忽略不计;气动力和力矩的功率谱主要集中在1 kHz以下,存在多个尖峰频率,主频约为230 Hz (斯特劳哈尔数为0.15)。在ATP系统设计之初,需要考虑光学炮塔所受气动载荷的非稳态特性,并规避尖峰频率尤其是主频的谐振破坏问题。     

带喷流超声速光学头罩流场气动光学畸变试验研究

超声速光学头罩在大气层内飞行时, 需要在光学窗口表面顺来流方向进行喷流冷却, 致使窗口上方流场更为复杂. 目标光线穿过窗口上方流场, 受到激波、膨胀波、混合层、湍流边界层等流场结构引起的变密度场影响而产生波前畸变, 导致成像出现偏移、抖动、模糊等气动光学效应. 本文对马赫数3.8来流条件下有无喷流时超声速光学头罩流场引起的气动光学波前畸变进行了试验研究. 基于纳米示踪的平面激光散射技术, 首先对流场图像进行密度校准获得高时空分辨率密度场, 然后采用光线追迹法计算得到波长532 nm平面光波垂直于光学窗口穿过流场后的光程差(optical path difference, OPD)分布, 并对窗口上方近壁区有无喷流状态的流场结构引起的 OPD分布进行了研究. 发现无喷流时, 流场结构相对较为简单, 窗口上方有较长的回流区和层流区, 而有喷流时窗口上方出现复杂的剪切层、混合层及湍流边界层, 流动很快就转捩为湍流结构, 其引起的气动光学畸变要明显高于无喷流状态. 无喷流状态相隔5 μs的流场引起的光程差均方根值分别为0.0348 和0.0356 μm, 有喷流状态的光程差均方根值分别为0.0462 和0.0485 μm. 关键词： 超声速 喷流 气动光学 光程差     

超燃冲压发动机推进性能理论分析

超燃冲压发动机的正推力问题和超声速燃烧的稳定性问题是制约超燃冲压发动机发展的两个关键气动物理问题.虽然经过50多年的研究,但是目前国内外对这两个关键问题的机理还没有研究清楚.文章首次将CJ爆轰理论应用于超燃冲压发动机推进性能分析,给出了这两个关键气动问题的理论分析结果.分析结果表明,燃烧室入口空气静温对发动机的推进性能产生重要影响.当爆轰波的爆速大于隔离段内空气来流的速度时,会向隔离段上游传播,导致发动机不起动.飞行Mach数Ma=6~8是超燃发动机的临界不稳定范围,飞行Mach数Ma>9,超声速燃烧将变得稳定.      

发动机热喷流红外辐射计算与仿真

利用求每个小视场视线方向辐射亮度的方法计算喷流红外辐射的光谱分布。以辐射传递方程数值和形式为基础,采用Malkmus统计窄谱带模型和Curtis-Godson(CG)近似求视线方向的辐射强度。采用CFD分析软件FLUENT模拟流场和组分摩尔分数分布。建立喷流红外成像仿真模型,仿真生成了液体火箭发动机热喷流红外图像。结果表明,该方法可以很好地分辨出流场的细微结构。该模型也适用于航空发动机喷流红外辐射计算与仿真。     

固体火箭发动机振动试验过试验分析与控制

针对固体火箭发动机振动试验过程中出现局部过试验情况影响振动试验质量以及由于响应测点分布的局限性导致试验周期延长等问题,采用有限元技术与实际试验方法相结合,构建振动力源、试验夹具和固体火箭发动机一体化有限元模型。应用此模型进行振动试验系统动态力传递特性研究,找出振动力源、试验夹具和发动机之间动态力传递规律,选择合适的控制点与控制策略,改善振动试验局部过试验问题,提高振动试验质量,缩短试验周期。     

超音速喷嘴叶栅造型设计及数值分析

分析了超音速喷嘴内部的流动机理并研究了超音速喷嘴的设计方法,对某液体火箭发动机用氢涡轮超音速喷嘴叶栅进行了改型设计。设计采用尖边喉部和光滑过渡喉部两种方法,其中光滑过渡喉部喷嘴型线设计采用具有局部修改能力的三次非均匀B样条曲线。对超音速喷嘴叶栅复杂内流的全三维数值模拟结果表明:改型叶栅流动性能明显改善,效率提高,光滑过渡喉部喷嘴性能优于尖边喉部喷嘴。     

The influence of the thermal wake due to pulsating optical discharge on the aerodynamic-drag force

The influence of a thermal wake due to gas injection and due to a pulsating optical discharge (POD) on the aero-dynamic-drag force of a body in a supersonic air flow with Mach number M = 1.45 are experimentally examined. With the help of a single-component aerodynamic balance, the influence of the injected subsonic jet and the thermal wake produced by POD on the aerodynamic drag of a hemisphere-on-cylinder model was studied. It is shown that the observed aerodynamic-force reduction phenomenon can be made more pronounced by increasing the laser power and pulse repetition frequency, or by decreasing the distance between the model and the pulsating optical discharge. The maximum aerodynamic-force reduction (up to 15%) due to the thermal-wake action was observed at a maximum laser-radiation power of W = 2.3 kW and at a pulse rate of f = 90 kHz. The joint effect due to the argon jet and due to the POD caused an aerodynamic-drag force reduction reaching 30%.     

导弹超声速尾退分离干扰特性试验

超/高超声速尾退分离在防热、保形、隐身、多次投放、回收等方面具有明显优势,有望成为高超声速飞行器载荷投放的优选方案。由此面临一类新的多体分离问题:超/高超声速尾退分离问题（aft super/hypersonic ejection separation,ASES）。超/高超声速尾退分离问题本质上是带空腔底部流动与多体分离构成的耦合问题,具有流场结构复杂、气动非定常非线性非对称效应显著的特点。针对超声速尾退分离问题,采用网格测力和轨迹捕获（captive trajectory system,CTS）风洞试验方法探索了尾退分离干扰流场的结构,发现可根据流场结构和舵效变化分为低速-亚声速无激波、高亚声速-跨声速弱激波、超声速激波和准自由流弱干扰4种典型干扰特征,揭示了尾流场影响后不同区域的全弹气动特性和舵效特性以及控制律、攻角、高度和Mach数对分离位移和姿态的影响规律。相关结论将有助于增强对尾退分离问题的认识,对尾退分离技术的工程实践具有参考价值。      

Numerical investigation on properties of attack angle for an opposing jet thermal protection system

The three-dimensional Navier-Stokes equation and the k-ε viscous model are used to simulate the attack angle characteristics of a hemisphere nose-tip with an opposing jet thermal protection system in supersonic flow conditions.The numerical method is validated by the relevant experiment.The flow field parameters,aerodynamic forces,and surface heat flux distributions for attack angles of 0°,2°,5°,7°,and 10° are obtained.The detailed numerical results show that the cruise attack angle has a great influence on the flow field parameters,aerodynamic force,and surface heat flux distribution of the supersonic vehicle nose-tip with an opposing jet thermal protection system.When the attack angle reaches 10°,the heat flux on the windward generatrix is close to the maximal heat flux on the wall surface of the nose-tip without thermal protection system,thus the thermal protection has failed.     

Numerical investigation on properties of attack angle for opposing jet thermal protection system

The three-dimensional Navier-Stokes equation and the k-ε viscous model are used to simulate the attack angle characteristics of a hemisphere nose-tip with an opposing jet thermal protection system in supersonic flow condition. The numerical method is validated by the relevant experiment. The flow field parameters, aerodynamic forces, and surface heat flux distributions for attack angles of 0°, 2°, 5°, 7°, and 10° are obtained. The detailed numerical results show that the cruise attack angle has a great influence on the flow field parameters, aerodynamic force, and surface heat flux distribution of the supersonic vehicle nose-tip with opposing jet thermal protection system. When the attack angle reaches 10°, the heat flux on the windward generatrix is close to the maximal heat flux on the wall surface of the nose-tip without thermal protection system, thus the thermal protection is failure.     

Numerical investigation of the influence of crystallization of ultrafine particles of aluminum oxide on energy characteristics of solid-propellant rocket engine

The results of numerical investigation of a multiphase flow considering coagulation, crushing and crystallization of the particles of polydispersed condensate in the nozzles of solid-propellant rocket engine are presented. The influence of particles crystallization on the energy characteristics of the engine is shown.     

等离子体气动激励机理数值研究

基于介质阻挡与准直流电弧放电的物理过程, 分析了它们的气动激励机理, 建立了各自的气动激励模型, 并分别研究了它们对低速和超声速流动的激励效果. 结果显示: 介质挡板放电等离子体气动激励机理是改变了连续流体中的三种力, 即由牛顿内摩擦引起的剪切应力、由电动力学引起的体积力及由压力突变引起的冲击力, 其中基于电动力学的体积力效应占主导地位; 临近空间环境中体积力的作用效果更强, 诱导速度更大; 超声速来流下准直流电弧放电气动激励机理主要是等离子体的热阻塞效应, 本文所建立的爆炸丝传热模型可以用于仿真其控制激波的过程; 热电弧对于超声速来流而言就像一个具有一定斜坡角度的虚拟突起, 可用于高超声速飞行器前体激波的控制.     

迎风凹腔与逆向喷流组合热防护系统冷却效果研究

对迎风凹腔与逆向喷流组合热防护系统的冷却效果进行了分析, 研究了相同总压不同流速的逆向喷流对组合结构的流场、气动受力及壁面传热的影响. 通过与相关的实验结果对比, 验证了数值方法的可靠性. 研究发现:该结构能够有效地对飞行器鼻锥表面进行冷却, 引入很小总压的逆向喷流(逆喷总压比 PR=0.1), 组合结构的冷却效果就可以远远优于单一的迎风凹腔; 相同逆向喷流总压下, 逆喷速度越高, 逆喷流量越大, 外壁面的冷却效果越好; 随逆喷流速提高, 气动阻力也进一步减小. 本文研究的组合结构非常适用于远程、 需长时间飞行的高超声速飞行器的热防护.