JF12激波风洞高Mach数超燃冲压发动机实验研究

针对高Mach数（Ma ≥ 7）超燃冲压发动机高气动阻力下的燃烧组织问题,提出一种双突扩燃烧室结构方案.使用数值模拟方法考察了射流与双突扩燃烧室组合方式的混合燃烧特性.设计了双突扩超燃冲压发动机模型,在力学研究所JF12长试验时间激波风洞内,开展了Ma=7.0和Ma=9.5的氢燃料点火和燃烧试验对比.在风洞有效试验时间100 ms内,实现了Ma=7.0和Ma=9.5超燃冲压发动机的成功点火与稳定燃烧.在Ma=7.0情况下,进气道采用三维压缩,燃烧室入口设计Mach数Ma_c=2.5,壁面压力分布实验结果显示燃烧放热靠近燃烧室扩张段上游;在Ma=9.5情况下,进气道采用二维压缩,燃烧室入口设计Mach数Ma_c=3.5,由于燃烧室流动速度特别高,燃烧放热靠近燃烧室扩张段下游.      

任意连续变化来流条件下不稳定分离绕流数值仿真

在任意连续变化的来流条件下,绕任意形状物体的不稳定、分离流动,采用了离散涡方法进行数值仿真.来流条件的变化包括来流速度方向和大小,并可以任意设定来流变化时间.当来流条件随时间任意连续变化时,并非是从头开始重新计算,而是在前来流条件的流动基础上,在变化后的来流条件下继续进行.前者是后来的先驱,后来是前者的继续.所以数值仿真是步步发展、与时俱进:充分发挥了离散涡方法的特点.给出了绕圆柱及叶栅流动两个实验算例.     

水平轴风力机动态来流条件下翼型气动特性的数值分析

动态来流条件下,水平轴风力机的功率输出可增加30%～50%.本文通过量纲分析,确定影响水平轴风力机翼型动态来流条件下气动特性的主要参数为特征频率fr和雷诺数Re.运用CFD方法对NREL S825翼型在不同fr数和Re数条件下,进行了气动特性的对比.结果表明在动态来流条件下,低Re数对翼型特性影响较小,而fr数是影响翼型性能的关键.     

全向入射条件下一维固流周期结构中低频声裂隙变化特性研究

利用传递矩阵法, 从理论上建立了全向入射条件下一维固-流周期结构中的声传播模型, 在此基础上计算、分析并比较了无限周期结构的声能带结构和有限周期结构中的声传输特性. 研究结果表明, 当声波以一定的入射角入射时, 固-流周期结构的低频通带区域存在一个声裂隙, 该声裂隙所对应的入射角大小与构成周期结构的固体层和流体层的密度或结构尺寸无关, 而仅取决于构成该周期性结构材料的波速. 关键词： 传递矩阵 全向入射 固-流周期结构 声裂隙     

不同来流马赫数下激光能量形成高超声速进气道虚拟唇口的特性

用基于三维非定常可压缩雷诺平均Navier-Stokes方程的有限体积法计算了马赫数低于设计值6时一种高超声速进气道的性能参数,发现其性能存在明显下降。为提升进气道性能,将功率为15kW的激光能量注入进气道固体唇口前的流场中,形成虚拟唇口,马赫数为4.5,5.0和5.5时,计算得到来流捕获率分别提高了34%,20.6%和15.6%。绘制了不同马赫数下来流捕获率达到峰值时的流场压强云图,说明了虚拟唇口的特性及形成机制。结果表明:来流马赫数越低,来流捕获率越小,但相对于无能量注入时的来流捕获率的提升程度越明显;在不同来流马赫数条件下,通过改变激光能量引致的激波结构和位置,可达到最优状态,即激波与进气道前缘斜激波相交后的透射波打在进气道肩部位置的状态。     

远场来流条件下过冷熔体球晶生长的稳定性

建立了远场来流条件下过冷熔体球晶生长的温度场和浓度场稳态模型,分析了对流对球晶周围温度场和浓度场的影响,并以Trivedi的纯扩散球晶稳定性判据为基础,推导出远场来流条件下过冷熔体球晶生长的临界稳定性判据. 研究表明:远场来流条件下,迎流面的扰动振幅增加速率明显大于背流面的扰动振幅增加速率. 振幅增加速率最大值对应的扰动阶次从迎流面到背流面逐渐减小,随着球晶半径增加而增大. 对流使迎流面的稳定性降低,背流面的稳定性增大. 随着流速的增加,球晶的临界稳定半径减小. 关键词： 球晶 远场来流 界面形态稳定性 Trivedi判据     

新建高焓激波风洞Ma=8飞行模拟条件的实现与超燃实验

针对高Mach数超燃冲压发动机实验能力空缺问题,基于航天十一院新建的FD-21高能脉冲风洞,进行了Ma=8超燃飞行条件的模拟能力设计与调试,获得了总焓2.9 MJ/kg、总压11.01 MPa实验条件,实现了Ma=8、高度31 km飞行条件的风洞模拟.在此基础上,研发了匹配的氢燃料供应及喷注时序控制系统,设计了超燃冲压发动机模型,开展了超燃冲压发动机模型自由射流应用性风洞实验,获得了氢气燃料与空气、氮气超声速气流耦合流动作用下的实验模型壁面压力数据.在当量比近似一致条件下,空气来流对应的燃烧室壁面压力明显高于氮气来流情况,表明氢气在1 ms有效实验时间内完成了与超声速空气来流的混合、点火与燃烧,获得燃烧释热特性,确认了在FD-21高能脉冲风洞开展高Mach数超燃实验是切实可行的,为后续研究奠定了良好的基础.      

路堤倾角变化对高速列车侧风运行气动特性影响

采用计算流体力学方法,探讨路堤倾角变化对高速列车侧风运行气动特性影响.结果表明:随着路堤倾角增大,头车侧向力系数先增加后减小,而中间车侧向力系数则持续减小.尾车上的侧向力系数先是略微减小,当路堤倾角达到47.5°时,侧向力系数随倾角增加而增加.作用在中间车上的负升力随着路堤倾角增加而增加.尾车的升力系数对路堤倾角变化非常敏感,变化幅度较大.路堤倾角变化时高速列车绕流流场变化,从而导致列车受到的气动力发生变化.     

变马赫数涡轮平面叶栅流场的实验研究

本文研究分析了三套涡轮平面叶栅设计攻角下变出口等熵马赫数时的气动性能,给出了三套涡轮叶栅设计攻角下的临界马赫数;阐述了叶栅出口总压恢复系数、能量损失系数、负荷系数及进口马赫数随出口等熵马赫数的变化规律;分析了叶片表面和叶栅端壁静压系数及等熵马赫数的分布情况。结果表明,三套叶栅所采用的叶型具有后部加载特性,具有较好的气动性能;叶栅出口能量损失系数随出口等熵马赫数的变化呈现出先减小后增大的变化规律。     

低马赫数方法在自然对流数值模拟的应用

采用低马赫数近似的方法来对大温差驱动的自然对流问题进行数值模拟。低马赫数近似是通过将全可压的Navier—Stokes方程中声波进行过滤,从而在马赫数较低的流动中忽虑声波对流场的影响。声波过滤后的方程具有不可压缩N—S方程的特点,但可以求解温度和密度变化较大的问题。首先,通过对盖顶驱动流的数值模拟,验证了本文方法的可靠...     

冲击加载下孔洞形成微射流的最大侵彻深度

应用二维弹塑性流体力学欧拉程序MEPH,研究冲击载荷作用下孔洞形成的微射流.主要关注孔洞微射流的形成过程,重点分析冲击压力及孔洞半径等因素对于孔洞微射流最大侵彻深度的影响.分析孔洞塌缩形成射流的空间速度分布特征,并应用非定常射流理论,对不同冲击压力及孔洞半径条件下,微射流的最大侵彻深度进行估算,估算结果与数值模拟结果符合较好.     

Transmission Characteristics of Multi-Soliton Train in Twin-Core Fiber

Transmission characteristics of multisoliton train are analyzed by numerical simulation in twin-core fiber. It is shown that stable transmission of multisoliton train requires some difference of initial relative phase and enough initial relative separation between input solitons under strong coupling between two cores.     

Calculation of the Characteristics of an Infinite Linear Queue for a Doubly Stochastic Incoming Stream

In the present paper, the mathematical expectation and variance of the number of queries in an infinite linear queue are calculated for the Poisson synchronous doubly stochastic stream of incoming queries with two intensity states.