压缩拐角激波/湍流边界层干扰特性分析

用大涡模拟方法对Mach数3.0下的压缩拐角激波/湍流边界层干扰问题进行数值研究.对拐角上游平板区域边界层转捩及湍流进行模拟,设定平板区域长度,使得转捩过程于平板区域发生并充分完成,从而在拐角处产生激波/湍流边界层相互干扰,研究激波/湍流边界层的作用机理.研究表明:流场能够在非定常扰动激励下迅速转捩,并于平板区发展为完全湍流;湍流边界层与激波相互作用过程中,拐角附近分离区较层流情况明显减小;展向不同区域分离区大小差异较大,局部区域分离现象消失.     

高超声速飞行器动力系统研究进展

简要介绍了高超声速飞行器动力系统的概况.第2部分介绍了超燃冲压发动机、爆震发动机和组合循环发动机等典型高超声速吸气式发动机的基本工作原理与系统组成,描述了各自的特点.第3部分阐述了高超声速飞行器动力系统存在的难点问题,并列出了在总体设计、进气道、燃烧室、尾喷管、热防护、轻质结构、燃油供应与控制等方面的关键技术.第4部分回顾了上述几种典型发动机的发展历程,比较全面地介绍了世界主要航空、航天大国在动力系统关键技术攻关与系统研制方面的主要研究计划和取得的主要进展,总结了经验教训, 指出了发展趋势.第5部分阐述了高超声速飞行器动力系统中的燃烧过程及其燃烧基本问题,介绍了主要研究进展.      

双燃式超燃发动机冷态内流场的数值研究

研究了双燃式一体化通道(包含进气道、双燃式燃烧室和尾喷管)的冷态内流场特性.首次在激波风洞中对内流场进行纹影照相,用TVD格式求解三维全N-S方程对喷管和一体化通道进行分区数值模拟,并考察了几何参数对内流场的影响.结果表明对典型工况(h     

超声速尾涡的稳定性分析

从Ｎ－Ｓ方程出发,通过正则模方法,研究了超声速尾涡的绝对／对流不稳定性性质．计算了流动的稳定性特征随马赫数Ｍ,周向波数ｎ．,轴向自由流速度Ｗ０和旋转度ｑ等流动参数的变化规律,找到了绝对／对流不稳定区域的边界．通过比较发现,马赫数的增加使流动由绝对不稳定向对流不稳定乃至稳定转化．在所计算的参数范围,周向波数的增加加速了这一转化过程,而且,轴向速度的增加,同样使流动向着稳定的方向转化．同时还分析了不同旋拧程度的流动受可压缩影响的不同．这些结果对于了解旋拧流动稳定性的物理机理以及进行流动控制都有着重要意义．     

超声速气流中液体横向射流雾化过程数值模拟

为了更加深入了解超燃冲压发动机燃烧室中的燃料雾化机理,对来流Mach数为1.94的超声速气流中液体横向射流的雾化过程进行了数值模拟研究.计算采用Euler-Lagrange方法,液滴二次破碎模型采用K-H/R-T模型.计算结果表明:考虑液滴二次破碎时,采用雾化锥模型获得的射流穿透深度以及液滴速度分布与实验结果符合得很好...     

高超声速高焓边界层转捩的超声速模态

随着飞行速域与空域的不断拓展,高超声速高焓边界层中的热化学非平衡(thermochemical non-equilibrium, TCNE)效应深刻影响了流动转捩过程。近年来,在第2模态下游区域出现的不稳定超声速模态引起了学者们的关注。超声速模态是指在边界层外缘处的相对Mach数大于1的模态,其传播速度快于远场的声波。采用线性抛物线稳定性方程(parabolized stability equations, PSE)理论研究了Mach数为20、半顶角为6°的尖楔绕流条件下超声速模态的临界壁温。研究发现,壁温越低,越容易出现不稳定的超声速模态。进而,探讨了平板边界层流动中不同Mach数条件下的超声速模态和扰动发展形式,发现Mach数增大,第2模态出现越早且最大增长率降低,N的峰值减小。在30 km的高空来流Mach数超过某个临界值时,扰动增长率和超声速模态的发展形式明显不同。     

矩形喷口欠膨胀超声速射流对撞的实验研究

在不同喷口间距和射流压力下开展了矩形喷口欠膨胀超声速射流对撞实验并与自由射流进行了对比. 实验表明:超声速射流对撞的辐射噪声中存在四种不同的啸音模式, 且随喷口距离和射流压力的变化在不同模式间切换. 在射流压力大于0.5 MPa且喷口间距小于50 mm时, 射流对撞面在两个喷口外形成两道正激波之间, 啸音基频维持在3 kHz左右. 随喷口间距的增大或射流压力的降低, 射流对撞面在一侧喷口外的弓形激波与另一侧喷口外的正激波之间. 对撞面也有可能出现在两个弓形激波之间, 对应的啸音基频约为9 kHz, 但容易受扰动而回到喷口一侧或是在喷口之间大幅度振荡. 当射流压力小于0.36 MPa且喷口间距大于70 mm后, 对撞面在两个喷口之间大幅度振荡, 产生基频在1 kHz左右并随射流压力的降低和喷口间距的增大而降低的啸音. 关键词： 超声速射流 啸音 射流对撞 激波     

采用压电材料提高超声速飞行器壁板结构的颤振特性

采用压电材料对结构进行振动主动控制已经进行了广泛研究,论文进一步采用压电材料改进超声速壁板结构的气动弹性颤振特性,研究中考虑压电材料力电耦合效应的影响.采用Hamilton原理和Rayleigh-Ritz方法建立壁板及压电材料整体结构的运动方程,采用超声速活塞理论模拟气动力,利用加速度反馈控制策略对压电材料施加外电压,获得结构的主动质量.求解运动方程的特征值问题获得固有频率,进而确定气动弹性颤振边界,分析了反馈控制增益对超声速飞行器壁板结构主动颤振特性的影响,研究表明,采用压电材料可以提高超声速壁板结构的气动弹性颤振特性.     

空气污染各组分对甲烷超声速燃烧性能的影响

在与甲烷详细化学反应机理对比验证基础上,采用18组分24步简化反应机理模拟甲烷超声速燃烧过程,从化学动力学和热力学角度用数值方法研究了乙醇燃烧加热空气中的七种主要污染组分(H2O,CO2,O,OH,CO,H,H2)对甲烷超声速燃烧性能的影响.分析结果表明:在一定条件下,进口空气中污染组分H2O的增加造成平均比热容增加,总温降低,并作为第三体抑制甲烷的燃烧过程,使超燃室的性能下降;CO2因大分子量特性使燃气平均分子量增大,降低超燃室做功能力,H2O和CO2两组分对甲烷超燃性能都起消极作用;污染组分自由基H、O、OH和燃烧中间产物CO、H2使燃烧室燃烧效率上升,对甲烷超燃性能起积极作用.     

局域能量注入对高超声速进气道流动影响研究

研究了局域能量脉冲注入条件下高超声速进气道流场的扰动情况。数值模拟采用三维雷诺平均N-S方程,分别利用ROE格式和二阶中心格式对对流通量和粘性通量进行离散处理;用高斯-赛德尔隐式格式对方程进行时间推进求解,采用k-ε两方程模型用于湍流的数值模拟。开展了高超风洞平板流场能量注入实验,获取了高速纹影图像,并对实验结果与计算结果进行比较。研究表明,能量注入产生的冲击波能与高超流动产生的斜激波发生强烈干扰,脉冲能量的引入可能引起高超声速进气道流量俘获率产生剧烈震荡,从而导致进气道流场的性能急剧下降。