部分预混超声速燃烧火焰面模式研究综述

采用部分预混火焰面模式建模与仿真已经成为超声速燃烧数值研究的主要趋势之一.系统回顾了超声速燃烧火焰面模式的发展历程,针对其应用的两个基本问题进行总结:一是火焰面模式在超声速燃烧中的物理存在问题,二是超声速燃烧火焰面模式的建模问题.重点分析了火焰面模式应用于超声速燃烧的难点,提出了超声速燃烧火焰面模式建模应兼顾的问题.     

超声速燃烧火焰稳定凹腔质量交换特性的数值研究

对超声速冷流条件下用于超燃冲压发动机的凹腔火焰稳定器的质量交换特性进行研 究. 采用混合RANS/LES方法对非定常流场进行数值模拟,考虑了凹腔的长深比和后缘角度两 个关键参数. 计算得到了凹腔剪切层拟序结构的演化过程. 对凹腔压力振荡历程进行幅频分 析,所得到的频率和理论分析结果及一些计算结果十分吻合. 结果表明,凹腔的长深比和后 缘倾角对凹腔质量交换过程都有较大的影响. 凹腔驻留时间随着长深比的增加而增加. 随着 后缘倾角减小,长深比较小的凹腔的驻留时间增加,长深比较大的凹腔则完全相反. 该计算 结果为凹腔设计提供了新认识.     

高马赫数下超声速燃烧的自点火查表方法

超燃冲压发动机燃烧室工作在高马赫数工况时, 入口来流空气的总焓非常高, 自点火在高焓条件下成为维持火焰稳定的重要物理化学过程. 本文借鉴火焰面/进度变量模型的降维思路, 发展了一种基于化学动力学的自点火建表方法. 通过定义混合分数和进度变量将复杂多维的化学反应降维, 并成功将数据库方法结合到现有的大涡模拟求解器中. 经过测试和验证, 该方法初步具备对超声速自点火燃烧进行仿真描述的能力. 针对自点火诱导的超声速燃烧问题开展数值模拟, 该方法通过查表的方式有效降低了化学反应求解过程中的计算量. 在采用详细化学反应机理时能够准确地再现自点火行为和火焰结构, 并且预测的温度和重要组分分布与实验吻合较好.      

关于超声速燃烧与高超动力

先进发动机是航空工业的核心技术,而吸气式高超声速发动机一直是宇航飞行技术研发的首位难题.发动机的性能依赖于其能量转换模式和燃烧组织方法,相关理论研究具有基础性和启发性意义.论文首先讨论了超声速燃烧,它一直是超燃冲压发动机技术的理论基础.然后综述了相关研究进展,提出了吸气式高超声速冲压推进技术的3个临界条件,或者称为临界...     

基于液体碳氢燃料的旋转爆轰燃烧特性研究

为了探索液体碳氢燃料参与旋转爆轰所产生的不完全燃烧现象,采用守恒元与求解元方法,开展柱坐标系下的汽油/空气两相旋转爆轰燃烧室三维数值模拟研究,针对燃料喷注压力和反应物当量比对旋转爆轰流场结构及燃烧室性能的影响进行分析。分析结果表明:保持总当量比为1.00,随着燃料喷注压力的上升,燃烧室内燃料不均匀分布增强,产生局部富燃区,燃料在燃烧室未能完全反应,导致燃烧室燃料比冲下降;保持喷注压力不变,减小当量比,在贫燃工况下依然存在局部富燃区,导致燃烧室内出现不完全燃烧现象,降低燃烧室比冲性能。由此可知,反应物喷注方案对气液两相旋转爆轰的不完全燃烧有显著影响。     

超声速气流磁流体加速初步实验研究

利用激波风洞, 采用氦气驱动氩气, 在平衡接触面运行方式下得到高温气体,通过在低压段注入电离种子K₂CO₃粉末, 实现高温条件下导电流体的产生, 设计了超声速喷管及磁流体加速实验段, 采用大电容提供电能, 开展了超声速气流磁流体加速初步实验研究. 典型实验条件下, 当喷管入口总压为0.7049MPa、理论平衡温度为8372.8K, 喷管出口马赫数为1.5, 电容充电电压为400V, 磁感应强度为0.5T时, 对电压电流特性、电导率、负载系数、电效率、加速效果等进行了测量或计算, 主要结论有: 磁场作用下的超声速气流的电导率的值大约在150S/m; 磁流体加速通道负载系数约为4, 电效率约为28%, 平均输入功率约198kW; 采用电参数测试方法对磁流体加速效果进行评估, 速度增加约15.7%;超声速气流的电导率对加速通道的电效率及加速效果等有很重要的影响.      

基于动态分区概念的高超声速燃烧大涡模拟

本文基于动态分区概念开展了亿级网格的高马赫数全尺寸超燃冲压发动机内外流耦合一体化改进延迟分离涡(IDDES)模拟研究. 研究建立了包括动态分区火焰面湍流燃烧模型(DZFM)、分区自适应化学(Z-DAC)和分区并行自适应建表(Z-ISAT)的完整动态分区燃烧模拟框架, 并通过1.15亿网格的马赫数12 REST标准高超声速燃烧室模型初步验证了分区模拟框架的保真性. DZFM通过分区解耦的思想既准确表征了当地湍流化学交互作用关系, 又有效提升了整场湍流燃烧的计算效率. Z-DAC和Z-ISAT通过在分区框架内对化学反应机理进行动态实时简化和建表查询, 可进一步提升当前分区内化学反应的求解效率. 基于1.25和1.4亿网格动态分区框架对比分析了马赫数10条件下中心支板(strut)和壁面撑挡型(pylon)两类构型氢气高超声速燃烧室特性. 支板或撑挡结构均诱发了明显的边界层分离和头部回流区, 由此两种燃烧室均出现了较长区域的喷注点前部燃烧现象. 基于Borghi图的数值分析表明当前氢气高超声速燃烧室中广泛存在扩散控制为主的火焰面模式, 效率提升的瓶颈在于高效增混. 壁面撑挡燃烧室具有较高的穿透深度和近场混合效率, 因而燃烧效率高于净推力准则80%, 相应的比冲1234 s也远高于中心支板燃烧室的437 s. 分区自适应化学方法在将近一半的计算域上降低了反应求解计算代价, 特别是在无燃料区反应机理的简化幅度更加明显. 相比与传统的有限速率PaSR模型, DZFM模型实现了高达11倍的加速比.      

一种超声速气动发电机实验装置及实验技术研究

在对超声速榴弹炮以及导弹引信供电系统的发电机研究中,过去常在闭口式风洞进行实验,但由于闭口式风洞中各种相似参数和特有的因素影响,使得实验数据与真实飞行数据完全不符。因此,多年来只得靠实弹打靶来完善设计方案。本文利用气体动力学和实验空气动力学理论,设计了一种适合气动发电机的超声速试验射流装置,并通过试验详细地研究了装置在出口的流场品质和不同几何外形气动发电机的转速特性,给出了合理的模型试验区、喷管出口流速的确定方法和射流实验区参考压力的选取方法,最后对模型实验结果与打靶遥测数据进行了对照。研究表明,利用超声速射流的工作原理进行导弹引信发电机的模拟实验是可行的,并且该装置可用于引信产品验收。     

超声速混合层中扰动增强混合实验

以基于纳米技术的平面激光散射(nano-based planar laser scattering, NPLS)流动显示技术定性研究了隔板扰动对超声速混合层($Mc=0.5$)的混合增强效果. 首先通过系列实验优化设计了扰动参数. 实验结果表明,超声速混合层对于从隔板引入的扰动非常敏感. 二维扰动的混合强化机制是提前混合层失稳位置,增厚混合层;而三维扰动的混合强化机制主要是通过诱导流向涡和展向运动,促进流动三维性质的发展. 总体而言,三维扰动的混合强化效果优于二维扰动. 由于是超声速混合层,隔板上的扰动片虽然很薄,但同样会引起激波的产生,是该方法中总压损失的主要原因.      

水下超声速气体射流回击现象的实验研究

对水下超声速气体射流的动力学行为进行了实验研究.通过流动可视化揭示了回击现象的演化过程,利用探针排获得了射流近场区的脉动压力分布,实验结果表明:在超声速喷管出口两倍直径处,射流形貌的变化导致气体中出现了大幅值压力脉冲.通过流场可视化与压力测量的同步校验,证实了喷口端面处回击事件与流场气相区中压力脉动之间相关性.     

超音速半穿甲弹丸壳体结构实验研究

本文对超音速半穿甲弹丸的壳体结构进行了实验研究,采用相对运动的方法使炸药驱动飞板碰撞静止的弹丸。应用闪光X光摄影技术观测弹-靶碰撞时刻的变形及穿甲过程。实验结果表明,截卵形弹丸在M=2～3的碰撞速度下,弹丸壳体在头-柱过渡区最大变形率约2.5～4.4％,其综合性能比本文选用的其它弹形均好。     

固体颗粒对半球扰动尾迹影响的实验研究

采用粒子图像测速技术(particle image velocimetry, PIV)研究固体颗粒对放置在平板层流边界层中半球粗糙元尾迹的影响. 实验采集了清水和加入粒径为140 $\mu$m, 220 $\mu$m, 350$\mu$m聚苯乙烯固体颗粒4种工况下二维速度场信息, 基于半球半径的雷诺数为994 ($Re_R=RU/\upsilon$), 固体颗粒的体积浓度为$3.0\times10^{-5}$. 对比清水和两相工况下的平均速度剖面、湍流强度等宏观统计量, 分析固体颗粒对半球尾迹流动宏观特性的影响. 分别利用沿流向不同位置的流向脉动速度的二维空间相关系数和法向脉动速度的功率谱密度函数分析颗粒对尾迹结构演化过程及尾迹结构脱落频率的影响. 结果发现: 与清水相比, 回流区随颗粒粒径增大而逐渐增大; 颗粒使湍流强度增大, 回流区的存在导致在半球后流向位置$2R$前后区域湍流强度呈现不同变化趋势; 颗粒使尾迹结构的流向尺度减小并且随着颗粒粒径的增大先减小后增大; 在尾迹结构运动过程中颗粒的存在促进了尾迹结构的周期性加速和减速运动, 促进作用随着颗粒粒径的增大先增强后减弱; 颗粒的存在促进了尾迹结构的脱落, 脱落频率随颗粒粒径的增大先增大后减小.      

碾压混凝土振动压实的实验研究

本文通过实验室与现场的实验,对RCC 的振动压实机理进行了研究,初步弄清RCC 层的动态特性及上层碾压对下层的作用,得到:振动压实能沿层深的衰减规律,RCC的各碾压参数之间的关系,振动碾的最佳机械参数,并阐述了RCC 的结构机理与压实过程.     

欠膨胀超声速射流不稳定性机理的数值研究

应用NND有限差分格式求解轴对称可压缩N-S方程,研究了不同驻室与环境压力比条件下欠膨胀超声速射流近场的失稳特性.计算结果表明欠膨胀超声速射流的失稳机制根据射流激波结构的特征可分为3种失稳模式:具有规则反射激波结构和单一剪切层特征的射流不稳定性;带有马赫反射激波结构和双剪切层特征的射流不稳定性;具有弯曲马赫杆和高度欠膨胀射流的不稳定性.对于欠膨胀超声速射流,沿射流方向重复出现拟周期性的射流激波结构是射流稳定发展的特征,这种射流激波结构的消失是射流开始失稳的标志.     

尖顶弯折三角翼气动特性研究

对75°后掠三角翼在40%根弦处弯折引起的升阻特性及俯仰特性的变化进行了低速风洞实验研究,初步分析了尖顶弯折对三角翼气动特性的影响趋势. 得出尖顶弯折在低速大攻角下,可以使升力系数Cy增大、升阻比提高,并推迟失速攻角amax,从而说明顶部弯折对三角翼气动特性的改善作用是显著的.     

充水压力管道受弹体冲击破坏的实验研究

报导了厚壁管(外径D=45 ,壁厚H=3 )和薄壁管(外径D=44 ,壁厚H=1 )两组充水压力管道的撞击穿透破坏实验结果.借助落锤装置实现对三跨连续管梁撞击加载,冲头形状有平头、半球头和90°圆锥头三种.实验为内空管和管内充水加压0 MPa,5 MPa,10 MPa,15 MPa和20 MPa六种工况.实验得到了不同工况下的破坏模式,同时记录了撞击过程中管内压力变化时程曲线及冲击力时程曲线.实验结果表明,内充介质显著降低了薄壁管的穿透能量,而对厚壁管的降低程度较小.随内充介质的压力增高,穿透能量也有不同程度的降低.     

分离再附流动的实验研究

综述了二维前后向台阶,T型结构以及轴对称纯体等典型几何结构的分离再附流动的实验研究．介绍了不同模型分离再附流场特性以及它们之间的异同．详细论述了流动各参数对流场的影响,并简要分析了分离再附流动中存在的问题和发展方向．      

基于PIV技术分析颗粒在湍流边界层中的行为

采用粒子图像测速技术(particle image velocimetry,PIV)在平板湍流边界层内开展实验研究,对比颗粒相及单相液体的平均速度剖面、湍流强度、雷诺应力等湍流统计量,分析颗粒在湍流边界层中的行为.利用空间多尺度局部平均涡量的概念提取壁湍流发卡涡展向涡头(顺向涡)并统计其数量规律,得到不同法向位置处顺向涡周围流向脉动速度及流线的空间拓扑结构,比较分析顺向涡发展程度及周围的湍流相干结构.结果发现:与清水工况相比,颗粒相湍流边界层的缓冲层变薄、对数律区下移,湍流强度得到增强,雷诺应力在对数律区有所增大;颗粒的流向脉动速度在展向涡周围的分布与清水工况不同,颗粒能够被流体展向涡周围的猝发过程有效传递;颗粒相的顺向涡涡核较大,且随着法向位置的升高逐渐发展完整,涡和条带在流向上拉伸得更长;同时发现在两种工况下,顺向涡的左下方始终存在一个逆向涡,颗粒相逆向涡的形成弱于单相流体;两种工况下的顺向涡数量均随着法向位置的升高而减少,最后逐渐趋于稳定.